Turbina de Gas 4.1 Ciclo de Brayton. Definición Los ciclos que se efectúan en dispositivos reales son difíciles de examinar porque hay demasiadas variaciones y detalles que se tienen que tomar en cuenta al mismo tiempo y se complica demasiado el entorno. Para facilitar el estudio de los ciclos se optó por crear el llamado ciclo ideal, en el cual se eliminan todas esas complicaciones que no permiten un análisis eficaz, por lo tanto se llega a alejar de la realidad pero en una manera moderada. En el siguiente esquema se puede llegar a apreciar una aproximación entre un ciclo ideal y uno real. Se puede notar que difieren pero se encuentran aproximadamente en el mismo rango. Los ciclos ideales son internamente reversibles pero, a diferencia del ciclo de Carnot, no es necesario que sean externamente reversibles. Es decir, pueden incluir irreversibilidades externas al sistema como la transferencia de calor debida a una diferencia de temperatura finita. Entonces, la eficiencia térmica de un ciclo ideal, por lo general, es menor que la de un ciclo totalmente reversible que opere entre los mismos límites de temperatura. Sin embargo, aún es considerablemente más alta que la eficiencia térmica de un ciclo real debido a las idealizaciones empleadas. Las idealizaciones y simplificaciones empleadas en los análisis de los ciclos de potencia, por lo común pueden resumirse del modo siguiente:
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Turbina de Gas
41 Ciclo de Brayton Definicioacuten
Los ciclos que se efectuacutean en dispositivos reales son difiacuteciles de examinar porque hay demasiadas variaciones y detalles que se tienen que tomar en cuenta al mismo tiempo y se complica demasiado el entorno Para facilitar el estudio de los ciclos se optoacute por crear el llamado ciclo ideal en el cual se eliminan todas esas complicaciones que no permiten un anaacutelisis eficaz por lo tanto se llega a alejar de la realidad pero en una manera moderada En el siguiente esquema se puede llegar a apreciar una aproximacioacuten entre un ciclo ideal y uno real Se puede notar que difieren pero se encuentran aproximadamente en el mismo rango
Los ciclos ideales son internamente reversibles pero a diferencia del ciclo de Carnot no es necesario que sean externamente reversibles Es decir pueden incluir irreversibilidades externas al sistema como la transferencia de calor debida a una diferencia de temperatura finita Entonces la eficiencia teacutermica de un ciclo ideal por lo general es menor que la de un ciclo totalmente reversible que opere entre los mismos liacutemites de temperatura Sin embargo auacuten es considerablemente maacutes alta que la eficiencia teacutermica de un ciclo real debido a las idealizaciones empleadas
Las idealizaciones y simplificaciones empleadas en los anaacutelisis de los ciclos de potencia por lo comuacuten pueden resumirse del modo siguiente
1- El ciclo no implica ninguna friccioacuten Por lo tanto el fluido de trabajo no experimenta ninguna reduccioacuten de presioacuten cuando fluye en tuberiacuteas o dispositivos como los intercambiadores de calor
2- Todos los procesos de compresioacuten y expansioacuten se dan en el modo de cuasi equilibrio
3- Las tuberiacuteas que conectan a los diferentes componentes de un sistema estaacuten muy bien aisladas y la transferencia de calor por ellas es despreciable
Los diagramas de propiedades P-v y T-s han servido como auxiliares valiosos en el anaacutelisis de procesos termodinaacutemicos Tanto en los diagramas P-v como en los T-s el area encerrada en las curvas del proceso de un ciclo representa el trabajo neto producido durante el ciclo lo cual es equivalente a la transferencia de calor neta en ese ciclo
El ciclo Brayton tambieacuten llamado de Joule fue propuesto por primera vez por George Brayton se desarrolloacute originalmente empleando una maacutequina de pistones con inyeccioacuten de combustible pero ahora es comuacuten realizarlo en turbinas con ciclos abiertos o cerrados La maacutequina de ciclo abierto puede emplearse tanto con combustioacuten interna como con transferencia de calor externa en tanto que la maacutequina con ciclo cerrado tiene una fuente de energiacutea externa
Objetivo del Ciclo de Brayton y sus Aplicaciones
El objetivo del ciclo Brayton de turbina de gas es convertir energiacutea en forma de calor en trabajo por lo cual su rendimiento se expresa en teacuterminos de eficiencia teacutermica
Las dos principales aacutereas de aplicacioacuten de la turbinas de gas son la propulsioacuten de aviones y la generacioacuten de energiacutea eleacutectrica Cuando se emplean en propulsioacuten de aviones la turbina de gas produce la potencia suficiente para accionar el compresor y a un pequentildeo generador que alimenta el equipo auxiliar Los gases de escape de alta velocidad son los responsables de producir el empuje necesario para accionar la aeronave Las turbinas de gas tambieacuten se utilizan como centrales estacionarias que producen energiacutea eleacutectrica Eacutesta se genera mediante centrales eleacutectricas de vapor Las centrales eleacutectricas de turbina de gas son empleadas por la industria de generacioacuten eleacutectrica en emergencias y durante periacuteodos picos gracias a su bajo costo y raacutepido tiempo de respuesta Las turbinas de gas tambieacuten se utilizan con las centrales eleacutectricas de vapor en el lado de alta temperatura formando un ciclo dual En estas plantas los gases de escape de las turbinas de gas sirven como la fuente de calor para el vapor El ciclo de turbina de gas tambieacuten puede ejecutarse como un ciclo cerrado para ser utilizado en centrales nucleoeleacutectricas Esta vez el fluido de trabajo no se limita al aire y puede emplearse un gas con caracteriacutesticas maacutes convenientes (como el helio)
La mayor parte de las flotas navales del mundo occidental ya utilizan motores de turbinas de gas para propulsioacuten y para la regeneracioacuten de energiacutea eleacutectrica Comparadas con la turbina de vapor y los sistemas de propulsioacuten disel la turbina de gas ofrece mayor potencia para un tamantildeo y peso determinados alta confiabilidad larga vida y operacioacuten mas conveniente El tiempo de arranque de la maacutequina ha sido reducido de las 4 horas requeridas de un sistema de propulsioacuten tiacutepico a menos de 2 minutos para una turbina de gas Muchos sistemas de propulsioacuten marina modernos utilizan turbinas de gas junto a motores disel debido al alto consumo de combustible de los motores de turbina de gas de ciclo simple En sistemas combinados el quipo disel se utiliza para dar de manera eficiente baja potencia y operacioacuten de crucero y la turbina de gas se utiliza cuando se necesitan altas velocidades
Tambieacuten han sido aplicadas a vehiacuteculos pero en la actualidad solo existe alguacuten proyecto como el Volvo ECC (hiacutebrido eleacutectrico-turbina de gas) Los problemas que dificultan su aplicacioacuten en automocioacuten son que aceptan mal los arranques y las paradas y les cuesta mucho cambiar de reacutegimen (son muy lentas acelerando) De hecho el funcionamiento habitual de las turbinas de gas es siempre al mismo reacutegimen y las variaciones de demanda de potencia se hacen manteniendo el reacutegimen y variando el par (fuerza de giro) generado
A continuacioacuten se muestra el ciclo Brayton en su modalidad de ciclo abierto
El funcionamiento de esteacute se explica a continuacioacuten
Las turbinas de gas usualmente operan en un ciclo abierto como muestra la figura 1 aire fresco en condiciones ambiente se introduce dentro del compresor donde su temperatura y presioacuten se eleva El aire de alta presioacuten sigue hacia la caacutemara de combustioacuten donde el combustible se quema a presioacuten constante Luego los gases
de alta temperatura que resultan entran a la turbina donde se expanden hasta la presioacuten atmosfeacuterica de tal forma que producen potencia Los gases de escape que salen de la turbina se expulsan hacia fuera (no se recirculan) lo que provoca que el ciclo se clasifique como un ciclo abierto
El ciclo de turbina de gas abierto recieacuten escrito para modelarse como un ciclo cerrado del modo que se muestra en la figura siguiente mediante las suposiciones de aire estaacutendar
En este caso los procesos de compresioacuten y expansioacuten permanecen iguales pero el proceso de combustioacuten se sustituye por un proceso de adicioacuten de calor a presioacuten constante de una fuente externa y el proceso de escape se reemplaza pro uno de rechazo de calor a presioacuten constante hacia el aire ambiente
El ciclo ideal que el fluido de trabajo experimenta en este ciclo cerrado es el ciclo Brayton que esta integrado por cuatro proceso internamente reversibles
1-2 compresioacuten isentroacutepica (en un compresor)
2-3 Adicioacuten de calor a P=constante
3-4 Expansioacuten isentroacutepica (en una turbina)
4-1 Rechazo de calor a P=constante
El fluido de trabajo en ciclo cerrado entra al intercambiador de calor de temperatura elevada en el estado1 donde se le agrega energiacutea a un proceso de presioacuten constante hasta que alcanza la temperatura elevada del estado 2 Entonces el fluido entra a la turbina y tiene lugar una expansioacuten isentroacutepica produciendo cierta potencia El fluido sale de la turbina al estado 3 y pasa a ser enfriado en un proceso a presioacuten constante en el intercambiador de calor de temperatura baja de donde sale al estado 4 listo para entrar al compresor Ahiacute el fluido es comprimido isentroacutepicamente al estado 1 y el ciclo se repite
DIAGRAMAS P-v Y T-s
En estos diagramas se pueden observar los procesos y estados descritos en el ciclo Brayton
Ciclo Brayton con Regeneracioacuten
En los motores de las turbinas de gas la temperatura de los gases de escape que salen de la turbina suelen ser bastante mayor que la temperatura del aire que abandona el compresor Por consiguiente el aire de alta presioacuten que sale del compresor puede calentarse transfirieacutendole calor de los gases de escape calientes en un intercambiador de calor a contraflujo el cual se conoce tambieacuten como un regenerador o recuperador
DIAGRAMA DE LA MAacuteQUINA DE TURBINA DE GAS CON REGENERADOR
La eficiencia teacutermica del ciclo Brayton aumenta debido a la regeneracioacuten en virtud de que la porcioacuten de energiacutea de los gases de escape que normalmente se libera en los alrededores ahora se usa para precalentar el aire que entra a la caacutemara de combustioacuten Esto a su vez disminuye los requerimientos de entrada de calor (y en consecuencia de combustible) para la misma salida de trabajo neta Observe sin embargo que el empleo de un regenerador se recomienda solo cuando la temperatura de escape de la turbina es mas alta que la temperatura de salida del compresor De otro modo el calor fluiraacute en la direccioacuten inversa (hacia los gases de escape) y reduciraacute eficiencia Eacutesta relacioacuten se encuentra en las maacutequinas de turbina de gas que operan a relaciones de presioacuten muy altas
Es evidente que un regenerador con una eficacia mas alta ahorraraacute una gran cantidad de combustible puesto que precalentaraacute el aire a una temperatura maacutes elevada antes de la combustioacuten Sin embargo lograr una eficacia mayor requiere el empleo de un regenerador maacutes grande el cual implica un precio superior y provoca una caiacuteda de presioacuten maacutes grande En consecuencia el uso de un regenerador con eficacia muy alta no puede justificarse econoacutemicamente a menos que los ahorros de combustible superen los gastos adicionales involucrados La mayoriacutea de los regeneradores utilizados en la praacutectica tienen eficacias por debajo de 085
Por consiguiente la eficiencia teacutermica de un ciclo Brayton con regeneracioacuten depende de la relacioacuten entre la miacutenima y la maacutexima temperaturas asiacute como la relacioacuten de presioacuten
Ciclo Brayton con Interenfriamiento Recalentamiento y Regeneracioacuten
El trabajo neto de un ciclo de turbina de gas es la diferencia entre la salida de trabajo de la turbina y la entrada de trabajo del compresor y puede incrementarse si se reduce el trabajo del compresor o si aumenta el de la turbina o ambos El trabajo requerido para comprimir un gas entre dos presiones especificadas puede disminuirse al efectuar el proceso de compresioacuten en etapas y al enfriar el gas entre ellas es decir si se emplea con presioacuten de etapas muacuteltiples con interenfriamiento Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de compresioacuten se vuelve isoteacutermico a la temperatura de entrada del compresor y el trabajo de compresioacuten disminuye
De igual modo la salida de trabajo de un turbina que opera entra dos niveles de presioacuten aumenta al expandir el gas en etapas y recalentarlo entre ellas esto es si se usa expansioacuten de muacuteltiples etapas con recalentamiento Esto se lleva a cabo sin elevar la temperatura maacutexima en el ciclo Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de expansioacuten se vuelve isoteacutermico El argumento anterior se basa en un simple principio el trabajo de compresioacuten o expansioacuten de flujo permanente es proporcional al volumen especiacutefico de fluido Por consiguiente el volumen especifico del fluido de trabajo debe ser los mas bajo posible durante un proceso de compresioacuten y lo mas alto posible durante un proceso de expansioacuten Esto es precisamente lo que logran el interenfriamiento y el recalentamiento
El fluido de trabajo sale del compresor a una temperatura menor y de la turbina a una temperatura maacutes alta cuando se usa en interenfriamiento y recalentamiento Esto hace que la regeneracioacuten sea maacutes atractiva ya que existe un mayor potencial para ella Ademaacutes los gases que salen del compresor pueden calentarse a una temperatura maacutes alta antes de que entren a la caacutemara de combustioacuten debido a la temperatura maacutes elevada del escape de la turbina
Un diagrama esquemaacutetico del arreglo fiacutesico de un ciclo de turbina de gas de dos etapas con interenfriamiento recalentamiento y regeneracioacuten se muestra en la figura
el gas entra a la primera etapa del compresor en el estado 1 se comprime de modo isentroacutepico hasta una presioacuten intermedia P2 se enfriacutea hasta una presioacuten constante hasta el estado 3 (T3 = T1 ) y se comprime en la segunda etapa isentroacutepicamente hasta la presioacuten final P4 En el estado 4 el gas entra al regenerador donde se calienta hasta T5 a una presioacuten constante En un regenerador ideal el gas saldraacute del regenerador a la temperatura del escape de la turbina es decir T5 = T9 El proceso de adicioacuten de calor (o combustioacuten) primario toma lugar entre los estados 5 y 6 El gas entra a la primera etapa de la turbina en el estado 6 y se expande isentroacutepicamente hasta el estado 7 donde entra al recalentador Se recalienta a presioacuten constante hasta el estado 8 (T8 = T6) donde entra a la segunda etapa de la turbina El gas sale de la turbina en el estado 9 y entra al regenerador donde se enfriacutea hasta el estado 1 a presioacuten constante El ciclo se completa cuando el gas enfriacutea hasta el estado inicial
La relacioacuten de trabajo de retroceso de un ciclo de turbina de gas mejora debido al interenfriamiento y el recalentamiento Sin embargo esto no significa que la eficiencia teacutermica tambieacuten mejoraraacute El hecho es que el interenfriamiento y el
recalentamiento siempre disminuiraacuten la eficiencia teacutermica a menos que se acompantildeen de la regeneracioacuten Ya que el interenfriamiento disminuye la presioacuten promedio a la cual se antildeade el calor y el recalentamiento aumenta la temperatura promedio a la cual el calor se rechaza Por tanto en centrales eleacutectricas de turbina de gas el interenfriamiento y recalentamiento se utilizan siempre en conjuncioacuten con la regeneracioacuten
411 Eficiencia del Ciclo
42 Turbinas de Gas
Turbinas de Gas con Cambiador de Calor
Turbinas optimizadas para potencia especiacutefica maacutexima el consumo especiacutefico es mayor que el miacutenimo en esas condiciones si T5t gt T3t se puede utilizar un cambiador de calor para reducir el consumo especiacutefico
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Definicioacuten rendimiento del cambiador de calorCalor liberado por los gases de la turbina Qt= Gt cP (T5tndashT6t)
Calor recibido por los gases del compresor Qc= Gc cP (T35tndashT3t)
Suponiendo Gt= Gc y cp constante T5t ndashT6t= T35tndashT3
T35t y T6t son incoacutegnitas
Valor maacuteximo posible de T35t cuando el aire a la salida del compresor alcanza la temperatura de los gases de salida de la turbina
Medida de la eficiencia del cambiador de calor la relacioacuten del calor recibido al maacuteximo posible que se puede recibir
421 Clasificacioacuten y Partes Constitutivas
Las turbinas a gas al igual que las turbinas a vapor se clasifican en
1 Turbinas a gas de accioacuten2 Turbinas a gas de reaccioacuten
En las turbinas de accioacuten la caiacuteda total de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce en las toberas que estaacuten ubicadas antes dellos estadios moacuteviles y fijos de la misma
De esta manera se produce una transformacioacuten de energiacutea de presioacuten a energiacutea de velocidad (energiacutea cineacutetica) en los gases La presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos permanece constante
En las turbinas de reaccioacuten en cambio la caiacuteda de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce tanto en las toberas como en los estadios moacuteviles y fijos que componen la mismaLa presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos va disminuyendo
Tambieacuten las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al nuacutemero de estadios moacuteviles en cuyo caso pueden ser
1 Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio moacutevil)2 Turbinas a gas multi etapas (varios estadios moacuteviles)
Igualmente cabe otra clasificacioacuten la cual estaacute en funcioacuten del nuacutemero de ejes de la turbina pudiendo en este aspecto clasificarlas como
1 Turbinas a gas de un solo eje2 Turbinas a gas de dos ejes
Partes
Compresor
Estaacute ubicado en la seccioacuten 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 disposicioacuten 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 pequentildeas turbinas se han usado con eacutexito compresores centriacutefugos
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio pudiendo ser
a) Compresores centriacutefugosb) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores axiales
En el compresor axial como su nombre lo indica el flujo de aire es axial o sea paralelo al eje del mismo
El rotor del compresor axial estaacute formado por varias ruedas moacuteviles donde los alabes estaacuten montados en discos tal como se observa en el esquema de la Fig 2
Las ruedas estaacuten ensambladas entre si mediante tornillos guiacuteas axiales que permiten el apriete correspondiente formando de esta manera el rotor del compresor axial
Entre cada estadio moacutevil del rotor se ubica un estadio fijo del estator o sea que en la direccioacuten del eje del compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y un estadio moacutevil conformando de esta manera el conjunto compresor axial como se observa en la Fig 3
Fig 2 Fig 3
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
Los diagramas de propiedades P-v y T-s han servido como auxiliares valiosos en el anaacutelisis de procesos termodinaacutemicos Tanto en los diagramas P-v como en los T-s el area encerrada en las curvas del proceso de un ciclo representa el trabajo neto producido durante el ciclo lo cual es equivalente a la transferencia de calor neta en ese ciclo
El ciclo Brayton tambieacuten llamado de Joule fue propuesto por primera vez por George Brayton se desarrolloacute originalmente empleando una maacutequina de pistones con inyeccioacuten de combustible pero ahora es comuacuten realizarlo en turbinas con ciclos abiertos o cerrados La maacutequina de ciclo abierto puede emplearse tanto con combustioacuten interna como con transferencia de calor externa en tanto que la maacutequina con ciclo cerrado tiene una fuente de energiacutea externa
Objetivo del Ciclo de Brayton y sus Aplicaciones
El objetivo del ciclo Brayton de turbina de gas es convertir energiacutea en forma de calor en trabajo por lo cual su rendimiento se expresa en teacuterminos de eficiencia teacutermica
Las dos principales aacutereas de aplicacioacuten de la turbinas de gas son la propulsioacuten de aviones y la generacioacuten de energiacutea eleacutectrica Cuando se emplean en propulsioacuten de aviones la turbina de gas produce la potencia suficiente para accionar el compresor y a un pequentildeo generador que alimenta el equipo auxiliar Los gases de escape de alta velocidad son los responsables de producir el empuje necesario para accionar la aeronave Las turbinas de gas tambieacuten se utilizan como centrales estacionarias que producen energiacutea eleacutectrica Eacutesta se genera mediante centrales eleacutectricas de vapor Las centrales eleacutectricas de turbina de gas son empleadas por la industria de generacioacuten eleacutectrica en emergencias y durante periacuteodos picos gracias a su bajo costo y raacutepido tiempo de respuesta Las turbinas de gas tambieacuten se utilizan con las centrales eleacutectricas de vapor en el lado de alta temperatura formando un ciclo dual En estas plantas los gases de escape de las turbinas de gas sirven como la fuente de calor para el vapor El ciclo de turbina de gas tambieacuten puede ejecutarse como un ciclo cerrado para ser utilizado en centrales nucleoeleacutectricas Esta vez el fluido de trabajo no se limita al aire y puede emplearse un gas con caracteriacutesticas maacutes convenientes (como el helio)
La mayor parte de las flotas navales del mundo occidental ya utilizan motores de turbinas de gas para propulsioacuten y para la regeneracioacuten de energiacutea eleacutectrica Comparadas con la turbina de vapor y los sistemas de propulsioacuten disel la turbina de gas ofrece mayor potencia para un tamantildeo y peso determinados alta confiabilidad larga vida y operacioacuten mas conveniente El tiempo de arranque de la maacutequina ha sido reducido de las 4 horas requeridas de un sistema de propulsioacuten tiacutepico a menos de 2 minutos para una turbina de gas Muchos sistemas de propulsioacuten marina modernos utilizan turbinas de gas junto a motores disel debido al alto consumo de combustible de los motores de turbina de gas de ciclo simple En sistemas combinados el quipo disel se utiliza para dar de manera eficiente baja potencia y operacioacuten de crucero y la turbina de gas se utiliza cuando se necesitan altas velocidades
Tambieacuten han sido aplicadas a vehiacuteculos pero en la actualidad solo existe alguacuten proyecto como el Volvo ECC (hiacutebrido eleacutectrico-turbina de gas) Los problemas que dificultan su aplicacioacuten en automocioacuten son que aceptan mal los arranques y las paradas y les cuesta mucho cambiar de reacutegimen (son muy lentas acelerando) De hecho el funcionamiento habitual de las turbinas de gas es siempre al mismo reacutegimen y las variaciones de demanda de potencia se hacen manteniendo el reacutegimen y variando el par (fuerza de giro) generado
A continuacioacuten se muestra el ciclo Brayton en su modalidad de ciclo abierto
El funcionamiento de esteacute se explica a continuacioacuten
Las turbinas de gas usualmente operan en un ciclo abierto como muestra la figura 1 aire fresco en condiciones ambiente se introduce dentro del compresor donde su temperatura y presioacuten se eleva El aire de alta presioacuten sigue hacia la caacutemara de combustioacuten donde el combustible se quema a presioacuten constante Luego los gases
de alta temperatura que resultan entran a la turbina donde se expanden hasta la presioacuten atmosfeacuterica de tal forma que producen potencia Los gases de escape que salen de la turbina se expulsan hacia fuera (no se recirculan) lo que provoca que el ciclo se clasifique como un ciclo abierto
El ciclo de turbina de gas abierto recieacuten escrito para modelarse como un ciclo cerrado del modo que se muestra en la figura siguiente mediante las suposiciones de aire estaacutendar
En este caso los procesos de compresioacuten y expansioacuten permanecen iguales pero el proceso de combustioacuten se sustituye por un proceso de adicioacuten de calor a presioacuten constante de una fuente externa y el proceso de escape se reemplaza pro uno de rechazo de calor a presioacuten constante hacia el aire ambiente
El ciclo ideal que el fluido de trabajo experimenta en este ciclo cerrado es el ciclo Brayton que esta integrado por cuatro proceso internamente reversibles
1-2 compresioacuten isentroacutepica (en un compresor)
2-3 Adicioacuten de calor a P=constante
3-4 Expansioacuten isentroacutepica (en una turbina)
4-1 Rechazo de calor a P=constante
El fluido de trabajo en ciclo cerrado entra al intercambiador de calor de temperatura elevada en el estado1 donde se le agrega energiacutea a un proceso de presioacuten constante hasta que alcanza la temperatura elevada del estado 2 Entonces el fluido entra a la turbina y tiene lugar una expansioacuten isentroacutepica produciendo cierta potencia El fluido sale de la turbina al estado 3 y pasa a ser enfriado en un proceso a presioacuten constante en el intercambiador de calor de temperatura baja de donde sale al estado 4 listo para entrar al compresor Ahiacute el fluido es comprimido isentroacutepicamente al estado 1 y el ciclo se repite
DIAGRAMAS P-v Y T-s
En estos diagramas se pueden observar los procesos y estados descritos en el ciclo Brayton
Ciclo Brayton con Regeneracioacuten
En los motores de las turbinas de gas la temperatura de los gases de escape que salen de la turbina suelen ser bastante mayor que la temperatura del aire que abandona el compresor Por consiguiente el aire de alta presioacuten que sale del compresor puede calentarse transfirieacutendole calor de los gases de escape calientes en un intercambiador de calor a contraflujo el cual se conoce tambieacuten como un regenerador o recuperador
DIAGRAMA DE LA MAacuteQUINA DE TURBINA DE GAS CON REGENERADOR
La eficiencia teacutermica del ciclo Brayton aumenta debido a la regeneracioacuten en virtud de que la porcioacuten de energiacutea de los gases de escape que normalmente se libera en los alrededores ahora se usa para precalentar el aire que entra a la caacutemara de combustioacuten Esto a su vez disminuye los requerimientos de entrada de calor (y en consecuencia de combustible) para la misma salida de trabajo neta Observe sin embargo que el empleo de un regenerador se recomienda solo cuando la temperatura de escape de la turbina es mas alta que la temperatura de salida del compresor De otro modo el calor fluiraacute en la direccioacuten inversa (hacia los gases de escape) y reduciraacute eficiencia Eacutesta relacioacuten se encuentra en las maacutequinas de turbina de gas que operan a relaciones de presioacuten muy altas
Es evidente que un regenerador con una eficacia mas alta ahorraraacute una gran cantidad de combustible puesto que precalentaraacute el aire a una temperatura maacutes elevada antes de la combustioacuten Sin embargo lograr una eficacia mayor requiere el empleo de un regenerador maacutes grande el cual implica un precio superior y provoca una caiacuteda de presioacuten maacutes grande En consecuencia el uso de un regenerador con eficacia muy alta no puede justificarse econoacutemicamente a menos que los ahorros de combustible superen los gastos adicionales involucrados La mayoriacutea de los regeneradores utilizados en la praacutectica tienen eficacias por debajo de 085
Por consiguiente la eficiencia teacutermica de un ciclo Brayton con regeneracioacuten depende de la relacioacuten entre la miacutenima y la maacutexima temperaturas asiacute como la relacioacuten de presioacuten
Ciclo Brayton con Interenfriamiento Recalentamiento y Regeneracioacuten
El trabajo neto de un ciclo de turbina de gas es la diferencia entre la salida de trabajo de la turbina y la entrada de trabajo del compresor y puede incrementarse si se reduce el trabajo del compresor o si aumenta el de la turbina o ambos El trabajo requerido para comprimir un gas entre dos presiones especificadas puede disminuirse al efectuar el proceso de compresioacuten en etapas y al enfriar el gas entre ellas es decir si se emplea con presioacuten de etapas muacuteltiples con interenfriamiento Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de compresioacuten se vuelve isoteacutermico a la temperatura de entrada del compresor y el trabajo de compresioacuten disminuye
De igual modo la salida de trabajo de un turbina que opera entra dos niveles de presioacuten aumenta al expandir el gas en etapas y recalentarlo entre ellas esto es si se usa expansioacuten de muacuteltiples etapas con recalentamiento Esto se lleva a cabo sin elevar la temperatura maacutexima en el ciclo Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de expansioacuten se vuelve isoteacutermico El argumento anterior se basa en un simple principio el trabajo de compresioacuten o expansioacuten de flujo permanente es proporcional al volumen especiacutefico de fluido Por consiguiente el volumen especifico del fluido de trabajo debe ser los mas bajo posible durante un proceso de compresioacuten y lo mas alto posible durante un proceso de expansioacuten Esto es precisamente lo que logran el interenfriamiento y el recalentamiento
El fluido de trabajo sale del compresor a una temperatura menor y de la turbina a una temperatura maacutes alta cuando se usa en interenfriamiento y recalentamiento Esto hace que la regeneracioacuten sea maacutes atractiva ya que existe un mayor potencial para ella Ademaacutes los gases que salen del compresor pueden calentarse a una temperatura maacutes alta antes de que entren a la caacutemara de combustioacuten debido a la temperatura maacutes elevada del escape de la turbina
Un diagrama esquemaacutetico del arreglo fiacutesico de un ciclo de turbina de gas de dos etapas con interenfriamiento recalentamiento y regeneracioacuten se muestra en la figura
el gas entra a la primera etapa del compresor en el estado 1 se comprime de modo isentroacutepico hasta una presioacuten intermedia P2 se enfriacutea hasta una presioacuten constante hasta el estado 3 (T3 = T1 ) y se comprime en la segunda etapa isentroacutepicamente hasta la presioacuten final P4 En el estado 4 el gas entra al regenerador donde se calienta hasta T5 a una presioacuten constante En un regenerador ideal el gas saldraacute del regenerador a la temperatura del escape de la turbina es decir T5 = T9 El proceso de adicioacuten de calor (o combustioacuten) primario toma lugar entre los estados 5 y 6 El gas entra a la primera etapa de la turbina en el estado 6 y se expande isentroacutepicamente hasta el estado 7 donde entra al recalentador Se recalienta a presioacuten constante hasta el estado 8 (T8 = T6) donde entra a la segunda etapa de la turbina El gas sale de la turbina en el estado 9 y entra al regenerador donde se enfriacutea hasta el estado 1 a presioacuten constante El ciclo se completa cuando el gas enfriacutea hasta el estado inicial
La relacioacuten de trabajo de retroceso de un ciclo de turbina de gas mejora debido al interenfriamiento y el recalentamiento Sin embargo esto no significa que la eficiencia teacutermica tambieacuten mejoraraacute El hecho es que el interenfriamiento y el
recalentamiento siempre disminuiraacuten la eficiencia teacutermica a menos que se acompantildeen de la regeneracioacuten Ya que el interenfriamiento disminuye la presioacuten promedio a la cual se antildeade el calor y el recalentamiento aumenta la temperatura promedio a la cual el calor se rechaza Por tanto en centrales eleacutectricas de turbina de gas el interenfriamiento y recalentamiento se utilizan siempre en conjuncioacuten con la regeneracioacuten
411 Eficiencia del Ciclo
42 Turbinas de Gas
Turbinas de Gas con Cambiador de Calor
Turbinas optimizadas para potencia especiacutefica maacutexima el consumo especiacutefico es mayor que el miacutenimo en esas condiciones si T5t gt T3t se puede utilizar un cambiador de calor para reducir el consumo especiacutefico
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Definicioacuten rendimiento del cambiador de calorCalor liberado por los gases de la turbina Qt= Gt cP (T5tndashT6t)
Calor recibido por los gases del compresor Qc= Gc cP (T35tndashT3t)
Suponiendo Gt= Gc y cp constante T5t ndashT6t= T35tndashT3
T35t y T6t son incoacutegnitas
Valor maacuteximo posible de T35t cuando el aire a la salida del compresor alcanza la temperatura de los gases de salida de la turbina
Medida de la eficiencia del cambiador de calor la relacioacuten del calor recibido al maacuteximo posible que se puede recibir
421 Clasificacioacuten y Partes Constitutivas
Las turbinas a gas al igual que las turbinas a vapor se clasifican en
1 Turbinas a gas de accioacuten2 Turbinas a gas de reaccioacuten
En las turbinas de accioacuten la caiacuteda total de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce en las toberas que estaacuten ubicadas antes dellos estadios moacuteviles y fijos de la misma
De esta manera se produce una transformacioacuten de energiacutea de presioacuten a energiacutea de velocidad (energiacutea cineacutetica) en los gases La presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos permanece constante
En las turbinas de reaccioacuten en cambio la caiacuteda de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce tanto en las toberas como en los estadios moacuteviles y fijos que componen la mismaLa presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos va disminuyendo
Tambieacuten las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al nuacutemero de estadios moacuteviles en cuyo caso pueden ser
1 Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio moacutevil)2 Turbinas a gas multi etapas (varios estadios moacuteviles)
Igualmente cabe otra clasificacioacuten la cual estaacute en funcioacuten del nuacutemero de ejes de la turbina pudiendo en este aspecto clasificarlas como
1 Turbinas a gas de un solo eje2 Turbinas a gas de dos ejes
Partes
Compresor
Estaacute ubicado en la seccioacuten 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 disposicioacuten 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 pequentildeas turbinas se han usado con eacutexito compresores centriacutefugos
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio pudiendo ser
a) Compresores centriacutefugosb) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores axiales
En el compresor axial como su nombre lo indica el flujo de aire es axial o sea paralelo al eje del mismo
El rotor del compresor axial estaacute formado por varias ruedas moacuteviles donde los alabes estaacuten montados en discos tal como se observa en el esquema de la Fig 2
Las ruedas estaacuten ensambladas entre si mediante tornillos guiacuteas axiales que permiten el apriete correspondiente formando de esta manera el rotor del compresor axial
Entre cada estadio moacutevil del rotor se ubica un estadio fijo del estator o sea que en la direccioacuten del eje del compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y un estadio moacutevil conformando de esta manera el conjunto compresor axial como se observa en la Fig 3
Fig 2 Fig 3
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
La mayor parte de las flotas navales del mundo occidental ya utilizan motores de turbinas de gas para propulsioacuten y para la regeneracioacuten de energiacutea eleacutectrica Comparadas con la turbina de vapor y los sistemas de propulsioacuten disel la turbina de gas ofrece mayor potencia para un tamantildeo y peso determinados alta confiabilidad larga vida y operacioacuten mas conveniente El tiempo de arranque de la maacutequina ha sido reducido de las 4 horas requeridas de un sistema de propulsioacuten tiacutepico a menos de 2 minutos para una turbina de gas Muchos sistemas de propulsioacuten marina modernos utilizan turbinas de gas junto a motores disel debido al alto consumo de combustible de los motores de turbina de gas de ciclo simple En sistemas combinados el quipo disel se utiliza para dar de manera eficiente baja potencia y operacioacuten de crucero y la turbina de gas se utiliza cuando se necesitan altas velocidades
Tambieacuten han sido aplicadas a vehiacuteculos pero en la actualidad solo existe alguacuten proyecto como el Volvo ECC (hiacutebrido eleacutectrico-turbina de gas) Los problemas que dificultan su aplicacioacuten en automocioacuten son que aceptan mal los arranques y las paradas y les cuesta mucho cambiar de reacutegimen (son muy lentas acelerando) De hecho el funcionamiento habitual de las turbinas de gas es siempre al mismo reacutegimen y las variaciones de demanda de potencia se hacen manteniendo el reacutegimen y variando el par (fuerza de giro) generado
A continuacioacuten se muestra el ciclo Brayton en su modalidad de ciclo abierto
El funcionamiento de esteacute se explica a continuacioacuten
Las turbinas de gas usualmente operan en un ciclo abierto como muestra la figura 1 aire fresco en condiciones ambiente se introduce dentro del compresor donde su temperatura y presioacuten se eleva El aire de alta presioacuten sigue hacia la caacutemara de combustioacuten donde el combustible se quema a presioacuten constante Luego los gases
de alta temperatura que resultan entran a la turbina donde se expanden hasta la presioacuten atmosfeacuterica de tal forma que producen potencia Los gases de escape que salen de la turbina se expulsan hacia fuera (no se recirculan) lo que provoca que el ciclo se clasifique como un ciclo abierto
El ciclo de turbina de gas abierto recieacuten escrito para modelarse como un ciclo cerrado del modo que se muestra en la figura siguiente mediante las suposiciones de aire estaacutendar
En este caso los procesos de compresioacuten y expansioacuten permanecen iguales pero el proceso de combustioacuten se sustituye por un proceso de adicioacuten de calor a presioacuten constante de una fuente externa y el proceso de escape se reemplaza pro uno de rechazo de calor a presioacuten constante hacia el aire ambiente
El ciclo ideal que el fluido de trabajo experimenta en este ciclo cerrado es el ciclo Brayton que esta integrado por cuatro proceso internamente reversibles
1-2 compresioacuten isentroacutepica (en un compresor)
2-3 Adicioacuten de calor a P=constante
3-4 Expansioacuten isentroacutepica (en una turbina)
4-1 Rechazo de calor a P=constante
El fluido de trabajo en ciclo cerrado entra al intercambiador de calor de temperatura elevada en el estado1 donde se le agrega energiacutea a un proceso de presioacuten constante hasta que alcanza la temperatura elevada del estado 2 Entonces el fluido entra a la turbina y tiene lugar una expansioacuten isentroacutepica produciendo cierta potencia El fluido sale de la turbina al estado 3 y pasa a ser enfriado en un proceso a presioacuten constante en el intercambiador de calor de temperatura baja de donde sale al estado 4 listo para entrar al compresor Ahiacute el fluido es comprimido isentroacutepicamente al estado 1 y el ciclo se repite
DIAGRAMAS P-v Y T-s
En estos diagramas se pueden observar los procesos y estados descritos en el ciclo Brayton
Ciclo Brayton con Regeneracioacuten
En los motores de las turbinas de gas la temperatura de los gases de escape que salen de la turbina suelen ser bastante mayor que la temperatura del aire que abandona el compresor Por consiguiente el aire de alta presioacuten que sale del compresor puede calentarse transfirieacutendole calor de los gases de escape calientes en un intercambiador de calor a contraflujo el cual se conoce tambieacuten como un regenerador o recuperador
DIAGRAMA DE LA MAacuteQUINA DE TURBINA DE GAS CON REGENERADOR
La eficiencia teacutermica del ciclo Brayton aumenta debido a la regeneracioacuten en virtud de que la porcioacuten de energiacutea de los gases de escape que normalmente se libera en los alrededores ahora se usa para precalentar el aire que entra a la caacutemara de combustioacuten Esto a su vez disminuye los requerimientos de entrada de calor (y en consecuencia de combustible) para la misma salida de trabajo neta Observe sin embargo que el empleo de un regenerador se recomienda solo cuando la temperatura de escape de la turbina es mas alta que la temperatura de salida del compresor De otro modo el calor fluiraacute en la direccioacuten inversa (hacia los gases de escape) y reduciraacute eficiencia Eacutesta relacioacuten se encuentra en las maacutequinas de turbina de gas que operan a relaciones de presioacuten muy altas
Es evidente que un regenerador con una eficacia mas alta ahorraraacute una gran cantidad de combustible puesto que precalentaraacute el aire a una temperatura maacutes elevada antes de la combustioacuten Sin embargo lograr una eficacia mayor requiere el empleo de un regenerador maacutes grande el cual implica un precio superior y provoca una caiacuteda de presioacuten maacutes grande En consecuencia el uso de un regenerador con eficacia muy alta no puede justificarse econoacutemicamente a menos que los ahorros de combustible superen los gastos adicionales involucrados La mayoriacutea de los regeneradores utilizados en la praacutectica tienen eficacias por debajo de 085
Por consiguiente la eficiencia teacutermica de un ciclo Brayton con regeneracioacuten depende de la relacioacuten entre la miacutenima y la maacutexima temperaturas asiacute como la relacioacuten de presioacuten
Ciclo Brayton con Interenfriamiento Recalentamiento y Regeneracioacuten
El trabajo neto de un ciclo de turbina de gas es la diferencia entre la salida de trabajo de la turbina y la entrada de trabajo del compresor y puede incrementarse si se reduce el trabajo del compresor o si aumenta el de la turbina o ambos El trabajo requerido para comprimir un gas entre dos presiones especificadas puede disminuirse al efectuar el proceso de compresioacuten en etapas y al enfriar el gas entre ellas es decir si se emplea con presioacuten de etapas muacuteltiples con interenfriamiento Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de compresioacuten se vuelve isoteacutermico a la temperatura de entrada del compresor y el trabajo de compresioacuten disminuye
De igual modo la salida de trabajo de un turbina que opera entra dos niveles de presioacuten aumenta al expandir el gas en etapas y recalentarlo entre ellas esto es si se usa expansioacuten de muacuteltiples etapas con recalentamiento Esto se lleva a cabo sin elevar la temperatura maacutexima en el ciclo Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de expansioacuten se vuelve isoteacutermico El argumento anterior se basa en un simple principio el trabajo de compresioacuten o expansioacuten de flujo permanente es proporcional al volumen especiacutefico de fluido Por consiguiente el volumen especifico del fluido de trabajo debe ser los mas bajo posible durante un proceso de compresioacuten y lo mas alto posible durante un proceso de expansioacuten Esto es precisamente lo que logran el interenfriamiento y el recalentamiento
El fluido de trabajo sale del compresor a una temperatura menor y de la turbina a una temperatura maacutes alta cuando se usa en interenfriamiento y recalentamiento Esto hace que la regeneracioacuten sea maacutes atractiva ya que existe un mayor potencial para ella Ademaacutes los gases que salen del compresor pueden calentarse a una temperatura maacutes alta antes de que entren a la caacutemara de combustioacuten debido a la temperatura maacutes elevada del escape de la turbina
Un diagrama esquemaacutetico del arreglo fiacutesico de un ciclo de turbina de gas de dos etapas con interenfriamiento recalentamiento y regeneracioacuten se muestra en la figura
el gas entra a la primera etapa del compresor en el estado 1 se comprime de modo isentroacutepico hasta una presioacuten intermedia P2 se enfriacutea hasta una presioacuten constante hasta el estado 3 (T3 = T1 ) y se comprime en la segunda etapa isentroacutepicamente hasta la presioacuten final P4 En el estado 4 el gas entra al regenerador donde se calienta hasta T5 a una presioacuten constante En un regenerador ideal el gas saldraacute del regenerador a la temperatura del escape de la turbina es decir T5 = T9 El proceso de adicioacuten de calor (o combustioacuten) primario toma lugar entre los estados 5 y 6 El gas entra a la primera etapa de la turbina en el estado 6 y se expande isentroacutepicamente hasta el estado 7 donde entra al recalentador Se recalienta a presioacuten constante hasta el estado 8 (T8 = T6) donde entra a la segunda etapa de la turbina El gas sale de la turbina en el estado 9 y entra al regenerador donde se enfriacutea hasta el estado 1 a presioacuten constante El ciclo se completa cuando el gas enfriacutea hasta el estado inicial
La relacioacuten de trabajo de retroceso de un ciclo de turbina de gas mejora debido al interenfriamiento y el recalentamiento Sin embargo esto no significa que la eficiencia teacutermica tambieacuten mejoraraacute El hecho es que el interenfriamiento y el
recalentamiento siempre disminuiraacuten la eficiencia teacutermica a menos que se acompantildeen de la regeneracioacuten Ya que el interenfriamiento disminuye la presioacuten promedio a la cual se antildeade el calor y el recalentamiento aumenta la temperatura promedio a la cual el calor se rechaza Por tanto en centrales eleacutectricas de turbina de gas el interenfriamiento y recalentamiento se utilizan siempre en conjuncioacuten con la regeneracioacuten
411 Eficiencia del Ciclo
42 Turbinas de Gas
Turbinas de Gas con Cambiador de Calor
Turbinas optimizadas para potencia especiacutefica maacutexima el consumo especiacutefico es mayor que el miacutenimo en esas condiciones si T5t gt T3t se puede utilizar un cambiador de calor para reducir el consumo especiacutefico
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Definicioacuten rendimiento del cambiador de calorCalor liberado por los gases de la turbina Qt= Gt cP (T5tndashT6t)
Calor recibido por los gases del compresor Qc= Gc cP (T35tndashT3t)
Suponiendo Gt= Gc y cp constante T5t ndashT6t= T35tndashT3
T35t y T6t son incoacutegnitas
Valor maacuteximo posible de T35t cuando el aire a la salida del compresor alcanza la temperatura de los gases de salida de la turbina
Medida de la eficiencia del cambiador de calor la relacioacuten del calor recibido al maacuteximo posible que se puede recibir
421 Clasificacioacuten y Partes Constitutivas
Las turbinas a gas al igual que las turbinas a vapor se clasifican en
1 Turbinas a gas de accioacuten2 Turbinas a gas de reaccioacuten
En las turbinas de accioacuten la caiacuteda total de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce en las toberas que estaacuten ubicadas antes dellos estadios moacuteviles y fijos de la misma
De esta manera se produce una transformacioacuten de energiacutea de presioacuten a energiacutea de velocidad (energiacutea cineacutetica) en los gases La presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos permanece constante
En las turbinas de reaccioacuten en cambio la caiacuteda de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce tanto en las toberas como en los estadios moacuteviles y fijos que componen la mismaLa presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos va disminuyendo
Tambieacuten las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al nuacutemero de estadios moacuteviles en cuyo caso pueden ser
1 Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio moacutevil)2 Turbinas a gas multi etapas (varios estadios moacuteviles)
Igualmente cabe otra clasificacioacuten la cual estaacute en funcioacuten del nuacutemero de ejes de la turbina pudiendo en este aspecto clasificarlas como
1 Turbinas a gas de un solo eje2 Turbinas a gas de dos ejes
Partes
Compresor
Estaacute ubicado en la seccioacuten 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 disposicioacuten 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 pequentildeas turbinas se han usado con eacutexito compresores centriacutefugos
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio pudiendo ser
a) Compresores centriacutefugosb) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores axiales
En el compresor axial como su nombre lo indica el flujo de aire es axial o sea paralelo al eje del mismo
El rotor del compresor axial estaacute formado por varias ruedas moacuteviles donde los alabes estaacuten montados en discos tal como se observa en el esquema de la Fig 2
Las ruedas estaacuten ensambladas entre si mediante tornillos guiacuteas axiales que permiten el apriete correspondiente formando de esta manera el rotor del compresor axial
Entre cada estadio moacutevil del rotor se ubica un estadio fijo del estator o sea que en la direccioacuten del eje del compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y un estadio moacutevil conformando de esta manera el conjunto compresor axial como se observa en la Fig 3
Fig 2 Fig 3
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
de alta temperatura que resultan entran a la turbina donde se expanden hasta la presioacuten atmosfeacuterica de tal forma que producen potencia Los gases de escape que salen de la turbina se expulsan hacia fuera (no se recirculan) lo que provoca que el ciclo se clasifique como un ciclo abierto
El ciclo de turbina de gas abierto recieacuten escrito para modelarse como un ciclo cerrado del modo que se muestra en la figura siguiente mediante las suposiciones de aire estaacutendar
En este caso los procesos de compresioacuten y expansioacuten permanecen iguales pero el proceso de combustioacuten se sustituye por un proceso de adicioacuten de calor a presioacuten constante de una fuente externa y el proceso de escape se reemplaza pro uno de rechazo de calor a presioacuten constante hacia el aire ambiente
El ciclo ideal que el fluido de trabajo experimenta en este ciclo cerrado es el ciclo Brayton que esta integrado por cuatro proceso internamente reversibles
1-2 compresioacuten isentroacutepica (en un compresor)
2-3 Adicioacuten de calor a P=constante
3-4 Expansioacuten isentroacutepica (en una turbina)
4-1 Rechazo de calor a P=constante
El fluido de trabajo en ciclo cerrado entra al intercambiador de calor de temperatura elevada en el estado1 donde se le agrega energiacutea a un proceso de presioacuten constante hasta que alcanza la temperatura elevada del estado 2 Entonces el fluido entra a la turbina y tiene lugar una expansioacuten isentroacutepica produciendo cierta potencia El fluido sale de la turbina al estado 3 y pasa a ser enfriado en un proceso a presioacuten constante en el intercambiador de calor de temperatura baja de donde sale al estado 4 listo para entrar al compresor Ahiacute el fluido es comprimido isentroacutepicamente al estado 1 y el ciclo se repite
DIAGRAMAS P-v Y T-s
En estos diagramas se pueden observar los procesos y estados descritos en el ciclo Brayton
Ciclo Brayton con Regeneracioacuten
En los motores de las turbinas de gas la temperatura de los gases de escape que salen de la turbina suelen ser bastante mayor que la temperatura del aire que abandona el compresor Por consiguiente el aire de alta presioacuten que sale del compresor puede calentarse transfirieacutendole calor de los gases de escape calientes en un intercambiador de calor a contraflujo el cual se conoce tambieacuten como un regenerador o recuperador
DIAGRAMA DE LA MAacuteQUINA DE TURBINA DE GAS CON REGENERADOR
La eficiencia teacutermica del ciclo Brayton aumenta debido a la regeneracioacuten en virtud de que la porcioacuten de energiacutea de los gases de escape que normalmente se libera en los alrededores ahora se usa para precalentar el aire que entra a la caacutemara de combustioacuten Esto a su vez disminuye los requerimientos de entrada de calor (y en consecuencia de combustible) para la misma salida de trabajo neta Observe sin embargo que el empleo de un regenerador se recomienda solo cuando la temperatura de escape de la turbina es mas alta que la temperatura de salida del compresor De otro modo el calor fluiraacute en la direccioacuten inversa (hacia los gases de escape) y reduciraacute eficiencia Eacutesta relacioacuten se encuentra en las maacutequinas de turbina de gas que operan a relaciones de presioacuten muy altas
Es evidente que un regenerador con una eficacia mas alta ahorraraacute una gran cantidad de combustible puesto que precalentaraacute el aire a una temperatura maacutes elevada antes de la combustioacuten Sin embargo lograr una eficacia mayor requiere el empleo de un regenerador maacutes grande el cual implica un precio superior y provoca una caiacuteda de presioacuten maacutes grande En consecuencia el uso de un regenerador con eficacia muy alta no puede justificarse econoacutemicamente a menos que los ahorros de combustible superen los gastos adicionales involucrados La mayoriacutea de los regeneradores utilizados en la praacutectica tienen eficacias por debajo de 085
Por consiguiente la eficiencia teacutermica de un ciclo Brayton con regeneracioacuten depende de la relacioacuten entre la miacutenima y la maacutexima temperaturas asiacute como la relacioacuten de presioacuten
Ciclo Brayton con Interenfriamiento Recalentamiento y Regeneracioacuten
El trabajo neto de un ciclo de turbina de gas es la diferencia entre la salida de trabajo de la turbina y la entrada de trabajo del compresor y puede incrementarse si se reduce el trabajo del compresor o si aumenta el de la turbina o ambos El trabajo requerido para comprimir un gas entre dos presiones especificadas puede disminuirse al efectuar el proceso de compresioacuten en etapas y al enfriar el gas entre ellas es decir si se emplea con presioacuten de etapas muacuteltiples con interenfriamiento Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de compresioacuten se vuelve isoteacutermico a la temperatura de entrada del compresor y el trabajo de compresioacuten disminuye
De igual modo la salida de trabajo de un turbina que opera entra dos niveles de presioacuten aumenta al expandir el gas en etapas y recalentarlo entre ellas esto es si se usa expansioacuten de muacuteltiples etapas con recalentamiento Esto se lleva a cabo sin elevar la temperatura maacutexima en el ciclo Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de expansioacuten se vuelve isoteacutermico El argumento anterior se basa en un simple principio el trabajo de compresioacuten o expansioacuten de flujo permanente es proporcional al volumen especiacutefico de fluido Por consiguiente el volumen especifico del fluido de trabajo debe ser los mas bajo posible durante un proceso de compresioacuten y lo mas alto posible durante un proceso de expansioacuten Esto es precisamente lo que logran el interenfriamiento y el recalentamiento
El fluido de trabajo sale del compresor a una temperatura menor y de la turbina a una temperatura maacutes alta cuando se usa en interenfriamiento y recalentamiento Esto hace que la regeneracioacuten sea maacutes atractiva ya que existe un mayor potencial para ella Ademaacutes los gases que salen del compresor pueden calentarse a una temperatura maacutes alta antes de que entren a la caacutemara de combustioacuten debido a la temperatura maacutes elevada del escape de la turbina
Un diagrama esquemaacutetico del arreglo fiacutesico de un ciclo de turbina de gas de dos etapas con interenfriamiento recalentamiento y regeneracioacuten se muestra en la figura
el gas entra a la primera etapa del compresor en el estado 1 se comprime de modo isentroacutepico hasta una presioacuten intermedia P2 se enfriacutea hasta una presioacuten constante hasta el estado 3 (T3 = T1 ) y se comprime en la segunda etapa isentroacutepicamente hasta la presioacuten final P4 En el estado 4 el gas entra al regenerador donde se calienta hasta T5 a una presioacuten constante En un regenerador ideal el gas saldraacute del regenerador a la temperatura del escape de la turbina es decir T5 = T9 El proceso de adicioacuten de calor (o combustioacuten) primario toma lugar entre los estados 5 y 6 El gas entra a la primera etapa de la turbina en el estado 6 y se expande isentroacutepicamente hasta el estado 7 donde entra al recalentador Se recalienta a presioacuten constante hasta el estado 8 (T8 = T6) donde entra a la segunda etapa de la turbina El gas sale de la turbina en el estado 9 y entra al regenerador donde se enfriacutea hasta el estado 1 a presioacuten constante El ciclo se completa cuando el gas enfriacutea hasta el estado inicial
La relacioacuten de trabajo de retroceso de un ciclo de turbina de gas mejora debido al interenfriamiento y el recalentamiento Sin embargo esto no significa que la eficiencia teacutermica tambieacuten mejoraraacute El hecho es que el interenfriamiento y el
recalentamiento siempre disminuiraacuten la eficiencia teacutermica a menos que se acompantildeen de la regeneracioacuten Ya que el interenfriamiento disminuye la presioacuten promedio a la cual se antildeade el calor y el recalentamiento aumenta la temperatura promedio a la cual el calor se rechaza Por tanto en centrales eleacutectricas de turbina de gas el interenfriamiento y recalentamiento se utilizan siempre en conjuncioacuten con la regeneracioacuten
411 Eficiencia del Ciclo
42 Turbinas de Gas
Turbinas de Gas con Cambiador de Calor
Turbinas optimizadas para potencia especiacutefica maacutexima el consumo especiacutefico es mayor que el miacutenimo en esas condiciones si T5t gt T3t se puede utilizar un cambiador de calor para reducir el consumo especiacutefico
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Definicioacuten rendimiento del cambiador de calorCalor liberado por los gases de la turbina Qt= Gt cP (T5tndashT6t)
Calor recibido por los gases del compresor Qc= Gc cP (T35tndashT3t)
Suponiendo Gt= Gc y cp constante T5t ndashT6t= T35tndashT3
T35t y T6t son incoacutegnitas
Valor maacuteximo posible de T35t cuando el aire a la salida del compresor alcanza la temperatura de los gases de salida de la turbina
Medida de la eficiencia del cambiador de calor la relacioacuten del calor recibido al maacuteximo posible que se puede recibir
421 Clasificacioacuten y Partes Constitutivas
Las turbinas a gas al igual que las turbinas a vapor se clasifican en
1 Turbinas a gas de accioacuten2 Turbinas a gas de reaccioacuten
En las turbinas de accioacuten la caiacuteda total de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce en las toberas que estaacuten ubicadas antes dellos estadios moacuteviles y fijos de la misma
De esta manera se produce una transformacioacuten de energiacutea de presioacuten a energiacutea de velocidad (energiacutea cineacutetica) en los gases La presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos permanece constante
En las turbinas de reaccioacuten en cambio la caiacuteda de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce tanto en las toberas como en los estadios moacuteviles y fijos que componen la mismaLa presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos va disminuyendo
Tambieacuten las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al nuacutemero de estadios moacuteviles en cuyo caso pueden ser
1 Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio moacutevil)2 Turbinas a gas multi etapas (varios estadios moacuteviles)
Igualmente cabe otra clasificacioacuten la cual estaacute en funcioacuten del nuacutemero de ejes de la turbina pudiendo en este aspecto clasificarlas como
1 Turbinas a gas de un solo eje2 Turbinas a gas de dos ejes
Partes
Compresor
Estaacute ubicado en la seccioacuten 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 disposicioacuten 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 pequentildeas turbinas se han usado con eacutexito compresores centriacutefugos
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio pudiendo ser
a) Compresores centriacutefugosb) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores axiales
En el compresor axial como su nombre lo indica el flujo de aire es axial o sea paralelo al eje del mismo
El rotor del compresor axial estaacute formado por varias ruedas moacuteviles donde los alabes estaacuten montados en discos tal como se observa en el esquema de la Fig 2
Las ruedas estaacuten ensambladas entre si mediante tornillos guiacuteas axiales que permiten el apriete correspondiente formando de esta manera el rotor del compresor axial
Entre cada estadio moacutevil del rotor se ubica un estadio fijo del estator o sea que en la direccioacuten del eje del compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y un estadio moacutevil conformando de esta manera el conjunto compresor axial como se observa en la Fig 3
Fig 2 Fig 3
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
El fluido de trabajo en ciclo cerrado entra al intercambiador de calor de temperatura elevada en el estado1 donde se le agrega energiacutea a un proceso de presioacuten constante hasta que alcanza la temperatura elevada del estado 2 Entonces el fluido entra a la turbina y tiene lugar una expansioacuten isentroacutepica produciendo cierta potencia El fluido sale de la turbina al estado 3 y pasa a ser enfriado en un proceso a presioacuten constante en el intercambiador de calor de temperatura baja de donde sale al estado 4 listo para entrar al compresor Ahiacute el fluido es comprimido isentroacutepicamente al estado 1 y el ciclo se repite
DIAGRAMAS P-v Y T-s
En estos diagramas se pueden observar los procesos y estados descritos en el ciclo Brayton
Ciclo Brayton con Regeneracioacuten
En los motores de las turbinas de gas la temperatura de los gases de escape que salen de la turbina suelen ser bastante mayor que la temperatura del aire que abandona el compresor Por consiguiente el aire de alta presioacuten que sale del compresor puede calentarse transfirieacutendole calor de los gases de escape calientes en un intercambiador de calor a contraflujo el cual se conoce tambieacuten como un regenerador o recuperador
DIAGRAMA DE LA MAacuteQUINA DE TURBINA DE GAS CON REGENERADOR
La eficiencia teacutermica del ciclo Brayton aumenta debido a la regeneracioacuten en virtud de que la porcioacuten de energiacutea de los gases de escape que normalmente se libera en los alrededores ahora se usa para precalentar el aire que entra a la caacutemara de combustioacuten Esto a su vez disminuye los requerimientos de entrada de calor (y en consecuencia de combustible) para la misma salida de trabajo neta Observe sin embargo que el empleo de un regenerador se recomienda solo cuando la temperatura de escape de la turbina es mas alta que la temperatura de salida del compresor De otro modo el calor fluiraacute en la direccioacuten inversa (hacia los gases de escape) y reduciraacute eficiencia Eacutesta relacioacuten se encuentra en las maacutequinas de turbina de gas que operan a relaciones de presioacuten muy altas
Es evidente que un regenerador con una eficacia mas alta ahorraraacute una gran cantidad de combustible puesto que precalentaraacute el aire a una temperatura maacutes elevada antes de la combustioacuten Sin embargo lograr una eficacia mayor requiere el empleo de un regenerador maacutes grande el cual implica un precio superior y provoca una caiacuteda de presioacuten maacutes grande En consecuencia el uso de un regenerador con eficacia muy alta no puede justificarse econoacutemicamente a menos que los ahorros de combustible superen los gastos adicionales involucrados La mayoriacutea de los regeneradores utilizados en la praacutectica tienen eficacias por debajo de 085
Por consiguiente la eficiencia teacutermica de un ciclo Brayton con regeneracioacuten depende de la relacioacuten entre la miacutenima y la maacutexima temperaturas asiacute como la relacioacuten de presioacuten
Ciclo Brayton con Interenfriamiento Recalentamiento y Regeneracioacuten
El trabajo neto de un ciclo de turbina de gas es la diferencia entre la salida de trabajo de la turbina y la entrada de trabajo del compresor y puede incrementarse si se reduce el trabajo del compresor o si aumenta el de la turbina o ambos El trabajo requerido para comprimir un gas entre dos presiones especificadas puede disminuirse al efectuar el proceso de compresioacuten en etapas y al enfriar el gas entre ellas es decir si se emplea con presioacuten de etapas muacuteltiples con interenfriamiento Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de compresioacuten se vuelve isoteacutermico a la temperatura de entrada del compresor y el trabajo de compresioacuten disminuye
De igual modo la salida de trabajo de un turbina que opera entra dos niveles de presioacuten aumenta al expandir el gas en etapas y recalentarlo entre ellas esto es si se usa expansioacuten de muacuteltiples etapas con recalentamiento Esto se lleva a cabo sin elevar la temperatura maacutexima en el ciclo Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de expansioacuten se vuelve isoteacutermico El argumento anterior se basa en un simple principio el trabajo de compresioacuten o expansioacuten de flujo permanente es proporcional al volumen especiacutefico de fluido Por consiguiente el volumen especifico del fluido de trabajo debe ser los mas bajo posible durante un proceso de compresioacuten y lo mas alto posible durante un proceso de expansioacuten Esto es precisamente lo que logran el interenfriamiento y el recalentamiento
El fluido de trabajo sale del compresor a una temperatura menor y de la turbina a una temperatura maacutes alta cuando se usa en interenfriamiento y recalentamiento Esto hace que la regeneracioacuten sea maacutes atractiva ya que existe un mayor potencial para ella Ademaacutes los gases que salen del compresor pueden calentarse a una temperatura maacutes alta antes de que entren a la caacutemara de combustioacuten debido a la temperatura maacutes elevada del escape de la turbina
Un diagrama esquemaacutetico del arreglo fiacutesico de un ciclo de turbina de gas de dos etapas con interenfriamiento recalentamiento y regeneracioacuten se muestra en la figura
el gas entra a la primera etapa del compresor en el estado 1 se comprime de modo isentroacutepico hasta una presioacuten intermedia P2 se enfriacutea hasta una presioacuten constante hasta el estado 3 (T3 = T1 ) y se comprime en la segunda etapa isentroacutepicamente hasta la presioacuten final P4 En el estado 4 el gas entra al regenerador donde se calienta hasta T5 a una presioacuten constante En un regenerador ideal el gas saldraacute del regenerador a la temperatura del escape de la turbina es decir T5 = T9 El proceso de adicioacuten de calor (o combustioacuten) primario toma lugar entre los estados 5 y 6 El gas entra a la primera etapa de la turbina en el estado 6 y se expande isentroacutepicamente hasta el estado 7 donde entra al recalentador Se recalienta a presioacuten constante hasta el estado 8 (T8 = T6) donde entra a la segunda etapa de la turbina El gas sale de la turbina en el estado 9 y entra al regenerador donde se enfriacutea hasta el estado 1 a presioacuten constante El ciclo se completa cuando el gas enfriacutea hasta el estado inicial
La relacioacuten de trabajo de retroceso de un ciclo de turbina de gas mejora debido al interenfriamiento y el recalentamiento Sin embargo esto no significa que la eficiencia teacutermica tambieacuten mejoraraacute El hecho es que el interenfriamiento y el
recalentamiento siempre disminuiraacuten la eficiencia teacutermica a menos que se acompantildeen de la regeneracioacuten Ya que el interenfriamiento disminuye la presioacuten promedio a la cual se antildeade el calor y el recalentamiento aumenta la temperatura promedio a la cual el calor se rechaza Por tanto en centrales eleacutectricas de turbina de gas el interenfriamiento y recalentamiento se utilizan siempre en conjuncioacuten con la regeneracioacuten
411 Eficiencia del Ciclo
42 Turbinas de Gas
Turbinas de Gas con Cambiador de Calor
Turbinas optimizadas para potencia especiacutefica maacutexima el consumo especiacutefico es mayor que el miacutenimo en esas condiciones si T5t gt T3t se puede utilizar un cambiador de calor para reducir el consumo especiacutefico
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Definicioacuten rendimiento del cambiador de calorCalor liberado por los gases de la turbina Qt= Gt cP (T5tndashT6t)
Calor recibido por los gases del compresor Qc= Gc cP (T35tndashT3t)
Suponiendo Gt= Gc y cp constante T5t ndashT6t= T35tndashT3
T35t y T6t son incoacutegnitas
Valor maacuteximo posible de T35t cuando el aire a la salida del compresor alcanza la temperatura de los gases de salida de la turbina
Medida de la eficiencia del cambiador de calor la relacioacuten del calor recibido al maacuteximo posible que se puede recibir
421 Clasificacioacuten y Partes Constitutivas
Las turbinas a gas al igual que las turbinas a vapor se clasifican en
1 Turbinas a gas de accioacuten2 Turbinas a gas de reaccioacuten
En las turbinas de accioacuten la caiacuteda total de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce en las toberas que estaacuten ubicadas antes dellos estadios moacuteviles y fijos de la misma
De esta manera se produce una transformacioacuten de energiacutea de presioacuten a energiacutea de velocidad (energiacutea cineacutetica) en los gases La presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos permanece constante
En las turbinas de reaccioacuten en cambio la caiacuteda de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce tanto en las toberas como en los estadios moacuteviles y fijos que componen la mismaLa presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos va disminuyendo
Tambieacuten las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al nuacutemero de estadios moacuteviles en cuyo caso pueden ser
1 Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio moacutevil)2 Turbinas a gas multi etapas (varios estadios moacuteviles)
Igualmente cabe otra clasificacioacuten la cual estaacute en funcioacuten del nuacutemero de ejes de la turbina pudiendo en este aspecto clasificarlas como
1 Turbinas a gas de un solo eje2 Turbinas a gas de dos ejes
Partes
Compresor
Estaacute ubicado en la seccioacuten 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 disposicioacuten 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 pequentildeas turbinas se han usado con eacutexito compresores centriacutefugos
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio pudiendo ser
a) Compresores centriacutefugosb) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores axiales
En el compresor axial como su nombre lo indica el flujo de aire es axial o sea paralelo al eje del mismo
El rotor del compresor axial estaacute formado por varias ruedas moacuteviles donde los alabes estaacuten montados en discos tal como se observa en el esquema de la Fig 2
Las ruedas estaacuten ensambladas entre si mediante tornillos guiacuteas axiales que permiten el apriete correspondiente formando de esta manera el rotor del compresor axial
Entre cada estadio moacutevil del rotor se ubica un estadio fijo del estator o sea que en la direccioacuten del eje del compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y un estadio moacutevil conformando de esta manera el conjunto compresor axial como se observa en la Fig 3
Fig 2 Fig 3
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
La eficiencia teacutermica del ciclo Brayton aumenta debido a la regeneracioacuten en virtud de que la porcioacuten de energiacutea de los gases de escape que normalmente se libera en los alrededores ahora se usa para precalentar el aire que entra a la caacutemara de combustioacuten Esto a su vez disminuye los requerimientos de entrada de calor (y en consecuencia de combustible) para la misma salida de trabajo neta Observe sin embargo que el empleo de un regenerador se recomienda solo cuando la temperatura de escape de la turbina es mas alta que la temperatura de salida del compresor De otro modo el calor fluiraacute en la direccioacuten inversa (hacia los gases de escape) y reduciraacute eficiencia Eacutesta relacioacuten se encuentra en las maacutequinas de turbina de gas que operan a relaciones de presioacuten muy altas
Es evidente que un regenerador con una eficacia mas alta ahorraraacute una gran cantidad de combustible puesto que precalentaraacute el aire a una temperatura maacutes elevada antes de la combustioacuten Sin embargo lograr una eficacia mayor requiere el empleo de un regenerador maacutes grande el cual implica un precio superior y provoca una caiacuteda de presioacuten maacutes grande En consecuencia el uso de un regenerador con eficacia muy alta no puede justificarse econoacutemicamente a menos que los ahorros de combustible superen los gastos adicionales involucrados La mayoriacutea de los regeneradores utilizados en la praacutectica tienen eficacias por debajo de 085
Por consiguiente la eficiencia teacutermica de un ciclo Brayton con regeneracioacuten depende de la relacioacuten entre la miacutenima y la maacutexima temperaturas asiacute como la relacioacuten de presioacuten
Ciclo Brayton con Interenfriamiento Recalentamiento y Regeneracioacuten
El trabajo neto de un ciclo de turbina de gas es la diferencia entre la salida de trabajo de la turbina y la entrada de trabajo del compresor y puede incrementarse si se reduce el trabajo del compresor o si aumenta el de la turbina o ambos El trabajo requerido para comprimir un gas entre dos presiones especificadas puede disminuirse al efectuar el proceso de compresioacuten en etapas y al enfriar el gas entre ellas es decir si se emplea con presioacuten de etapas muacuteltiples con interenfriamiento Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de compresioacuten se vuelve isoteacutermico a la temperatura de entrada del compresor y el trabajo de compresioacuten disminuye
De igual modo la salida de trabajo de un turbina que opera entra dos niveles de presioacuten aumenta al expandir el gas en etapas y recalentarlo entre ellas esto es si se usa expansioacuten de muacuteltiples etapas con recalentamiento Esto se lleva a cabo sin elevar la temperatura maacutexima en el ciclo Cuando aumenta el nuacutemero de etapas el proceso de expansioacuten se vuelve isoteacutermico El argumento anterior se basa en un simple principio el trabajo de compresioacuten o expansioacuten de flujo permanente es proporcional al volumen especiacutefico de fluido Por consiguiente el volumen especifico del fluido de trabajo debe ser los mas bajo posible durante un proceso de compresioacuten y lo mas alto posible durante un proceso de expansioacuten Esto es precisamente lo que logran el interenfriamiento y el recalentamiento
El fluido de trabajo sale del compresor a una temperatura menor y de la turbina a una temperatura maacutes alta cuando se usa en interenfriamiento y recalentamiento Esto hace que la regeneracioacuten sea maacutes atractiva ya que existe un mayor potencial para ella Ademaacutes los gases que salen del compresor pueden calentarse a una temperatura maacutes alta antes de que entren a la caacutemara de combustioacuten debido a la temperatura maacutes elevada del escape de la turbina
Un diagrama esquemaacutetico del arreglo fiacutesico de un ciclo de turbina de gas de dos etapas con interenfriamiento recalentamiento y regeneracioacuten se muestra en la figura
el gas entra a la primera etapa del compresor en el estado 1 se comprime de modo isentroacutepico hasta una presioacuten intermedia P2 se enfriacutea hasta una presioacuten constante hasta el estado 3 (T3 = T1 ) y se comprime en la segunda etapa isentroacutepicamente hasta la presioacuten final P4 En el estado 4 el gas entra al regenerador donde se calienta hasta T5 a una presioacuten constante En un regenerador ideal el gas saldraacute del regenerador a la temperatura del escape de la turbina es decir T5 = T9 El proceso de adicioacuten de calor (o combustioacuten) primario toma lugar entre los estados 5 y 6 El gas entra a la primera etapa de la turbina en el estado 6 y se expande isentroacutepicamente hasta el estado 7 donde entra al recalentador Se recalienta a presioacuten constante hasta el estado 8 (T8 = T6) donde entra a la segunda etapa de la turbina El gas sale de la turbina en el estado 9 y entra al regenerador donde se enfriacutea hasta el estado 1 a presioacuten constante El ciclo se completa cuando el gas enfriacutea hasta el estado inicial
La relacioacuten de trabajo de retroceso de un ciclo de turbina de gas mejora debido al interenfriamiento y el recalentamiento Sin embargo esto no significa que la eficiencia teacutermica tambieacuten mejoraraacute El hecho es que el interenfriamiento y el
recalentamiento siempre disminuiraacuten la eficiencia teacutermica a menos que se acompantildeen de la regeneracioacuten Ya que el interenfriamiento disminuye la presioacuten promedio a la cual se antildeade el calor y el recalentamiento aumenta la temperatura promedio a la cual el calor se rechaza Por tanto en centrales eleacutectricas de turbina de gas el interenfriamiento y recalentamiento se utilizan siempre en conjuncioacuten con la regeneracioacuten
411 Eficiencia del Ciclo
42 Turbinas de Gas
Turbinas de Gas con Cambiador de Calor
Turbinas optimizadas para potencia especiacutefica maacutexima el consumo especiacutefico es mayor que el miacutenimo en esas condiciones si T5t gt T3t se puede utilizar un cambiador de calor para reducir el consumo especiacutefico
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Definicioacuten rendimiento del cambiador de calorCalor liberado por los gases de la turbina Qt= Gt cP (T5tndashT6t)
Calor recibido por los gases del compresor Qc= Gc cP (T35tndashT3t)
Suponiendo Gt= Gc y cp constante T5t ndashT6t= T35tndashT3
T35t y T6t son incoacutegnitas
Valor maacuteximo posible de T35t cuando el aire a la salida del compresor alcanza la temperatura de los gases de salida de la turbina
Medida de la eficiencia del cambiador de calor la relacioacuten del calor recibido al maacuteximo posible que se puede recibir
421 Clasificacioacuten y Partes Constitutivas
Las turbinas a gas al igual que las turbinas a vapor se clasifican en
1 Turbinas a gas de accioacuten2 Turbinas a gas de reaccioacuten
En las turbinas de accioacuten la caiacuteda total de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce en las toberas que estaacuten ubicadas antes dellos estadios moacuteviles y fijos de la misma
De esta manera se produce una transformacioacuten de energiacutea de presioacuten a energiacutea de velocidad (energiacutea cineacutetica) en los gases La presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos permanece constante
En las turbinas de reaccioacuten en cambio la caiacuteda de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce tanto en las toberas como en los estadios moacuteviles y fijos que componen la mismaLa presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos va disminuyendo
Tambieacuten las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al nuacutemero de estadios moacuteviles en cuyo caso pueden ser
1 Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio moacutevil)2 Turbinas a gas multi etapas (varios estadios moacuteviles)
Igualmente cabe otra clasificacioacuten la cual estaacute en funcioacuten del nuacutemero de ejes de la turbina pudiendo en este aspecto clasificarlas como
1 Turbinas a gas de un solo eje2 Turbinas a gas de dos ejes
Partes
Compresor
Estaacute ubicado en la seccioacuten 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 disposicioacuten 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 pequentildeas turbinas se han usado con eacutexito compresores centriacutefugos
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio pudiendo ser
a) Compresores centriacutefugosb) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores axiales
En el compresor axial como su nombre lo indica el flujo de aire es axial o sea paralelo al eje del mismo
El rotor del compresor axial estaacute formado por varias ruedas moacuteviles donde los alabes estaacuten montados en discos tal como se observa en el esquema de la Fig 2
Las ruedas estaacuten ensambladas entre si mediante tornillos guiacuteas axiales que permiten el apriete correspondiente formando de esta manera el rotor del compresor axial
Entre cada estadio moacutevil del rotor se ubica un estadio fijo del estator o sea que en la direccioacuten del eje del compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y un estadio moacutevil conformando de esta manera el conjunto compresor axial como se observa en la Fig 3
Fig 2 Fig 3
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
El fluido de trabajo sale del compresor a una temperatura menor y de la turbina a una temperatura maacutes alta cuando se usa en interenfriamiento y recalentamiento Esto hace que la regeneracioacuten sea maacutes atractiva ya que existe un mayor potencial para ella Ademaacutes los gases que salen del compresor pueden calentarse a una temperatura maacutes alta antes de que entren a la caacutemara de combustioacuten debido a la temperatura maacutes elevada del escape de la turbina
Un diagrama esquemaacutetico del arreglo fiacutesico de un ciclo de turbina de gas de dos etapas con interenfriamiento recalentamiento y regeneracioacuten se muestra en la figura
el gas entra a la primera etapa del compresor en el estado 1 se comprime de modo isentroacutepico hasta una presioacuten intermedia P2 se enfriacutea hasta una presioacuten constante hasta el estado 3 (T3 = T1 ) y se comprime en la segunda etapa isentroacutepicamente hasta la presioacuten final P4 En el estado 4 el gas entra al regenerador donde se calienta hasta T5 a una presioacuten constante En un regenerador ideal el gas saldraacute del regenerador a la temperatura del escape de la turbina es decir T5 = T9 El proceso de adicioacuten de calor (o combustioacuten) primario toma lugar entre los estados 5 y 6 El gas entra a la primera etapa de la turbina en el estado 6 y se expande isentroacutepicamente hasta el estado 7 donde entra al recalentador Se recalienta a presioacuten constante hasta el estado 8 (T8 = T6) donde entra a la segunda etapa de la turbina El gas sale de la turbina en el estado 9 y entra al regenerador donde se enfriacutea hasta el estado 1 a presioacuten constante El ciclo se completa cuando el gas enfriacutea hasta el estado inicial
La relacioacuten de trabajo de retroceso de un ciclo de turbina de gas mejora debido al interenfriamiento y el recalentamiento Sin embargo esto no significa que la eficiencia teacutermica tambieacuten mejoraraacute El hecho es que el interenfriamiento y el
recalentamiento siempre disminuiraacuten la eficiencia teacutermica a menos que se acompantildeen de la regeneracioacuten Ya que el interenfriamiento disminuye la presioacuten promedio a la cual se antildeade el calor y el recalentamiento aumenta la temperatura promedio a la cual el calor se rechaza Por tanto en centrales eleacutectricas de turbina de gas el interenfriamiento y recalentamiento se utilizan siempre en conjuncioacuten con la regeneracioacuten
411 Eficiencia del Ciclo
42 Turbinas de Gas
Turbinas de Gas con Cambiador de Calor
Turbinas optimizadas para potencia especiacutefica maacutexima el consumo especiacutefico es mayor que el miacutenimo en esas condiciones si T5t gt T3t se puede utilizar un cambiador de calor para reducir el consumo especiacutefico
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Definicioacuten rendimiento del cambiador de calorCalor liberado por los gases de la turbina Qt= Gt cP (T5tndashT6t)
Calor recibido por los gases del compresor Qc= Gc cP (T35tndashT3t)
Suponiendo Gt= Gc y cp constante T5t ndashT6t= T35tndashT3
T35t y T6t son incoacutegnitas
Valor maacuteximo posible de T35t cuando el aire a la salida del compresor alcanza la temperatura de los gases de salida de la turbina
Medida de la eficiencia del cambiador de calor la relacioacuten del calor recibido al maacuteximo posible que se puede recibir
421 Clasificacioacuten y Partes Constitutivas
Las turbinas a gas al igual que las turbinas a vapor se clasifican en
1 Turbinas a gas de accioacuten2 Turbinas a gas de reaccioacuten
En las turbinas de accioacuten la caiacuteda total de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce en las toberas que estaacuten ubicadas antes dellos estadios moacuteviles y fijos de la misma
De esta manera se produce una transformacioacuten de energiacutea de presioacuten a energiacutea de velocidad (energiacutea cineacutetica) en los gases La presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos permanece constante
En las turbinas de reaccioacuten en cambio la caiacuteda de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce tanto en las toberas como en los estadios moacuteviles y fijos que componen la mismaLa presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos va disminuyendo
Tambieacuten las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al nuacutemero de estadios moacuteviles en cuyo caso pueden ser
1 Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio moacutevil)2 Turbinas a gas multi etapas (varios estadios moacuteviles)
Igualmente cabe otra clasificacioacuten la cual estaacute en funcioacuten del nuacutemero de ejes de la turbina pudiendo en este aspecto clasificarlas como
1 Turbinas a gas de un solo eje2 Turbinas a gas de dos ejes
Partes
Compresor
Estaacute ubicado en la seccioacuten 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 disposicioacuten 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 pequentildeas turbinas se han usado con eacutexito compresores centriacutefugos
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio pudiendo ser
a) Compresores centriacutefugosb) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores axiales
En el compresor axial como su nombre lo indica el flujo de aire es axial o sea paralelo al eje del mismo
El rotor del compresor axial estaacute formado por varias ruedas moacuteviles donde los alabes estaacuten montados en discos tal como se observa en el esquema de la Fig 2
Las ruedas estaacuten ensambladas entre si mediante tornillos guiacuteas axiales que permiten el apriete correspondiente formando de esta manera el rotor del compresor axial
Entre cada estadio moacutevil del rotor se ubica un estadio fijo del estator o sea que en la direccioacuten del eje del compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y un estadio moacutevil conformando de esta manera el conjunto compresor axial como se observa en la Fig 3
Fig 2 Fig 3
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
recalentamiento siempre disminuiraacuten la eficiencia teacutermica a menos que se acompantildeen de la regeneracioacuten Ya que el interenfriamiento disminuye la presioacuten promedio a la cual se antildeade el calor y el recalentamiento aumenta la temperatura promedio a la cual el calor se rechaza Por tanto en centrales eleacutectricas de turbina de gas el interenfriamiento y recalentamiento se utilizan siempre en conjuncioacuten con la regeneracioacuten
411 Eficiencia del Ciclo
42 Turbinas de Gas
Turbinas de Gas con Cambiador de Calor
Turbinas optimizadas para potencia especiacutefica maacutexima el consumo especiacutefico es mayor que el miacutenimo en esas condiciones si T5t gt T3t se puede utilizar un cambiador de calor para reducir el consumo especiacutefico
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Cambiadores de calor flujos opuestos cruzados regenerativos etc
Definicioacuten rendimiento del cambiador de calorCalor liberado por los gases de la turbina Qt= Gt cP (T5tndashT6t)
Calor recibido por los gases del compresor Qc= Gc cP (T35tndashT3t)
Suponiendo Gt= Gc y cp constante T5t ndashT6t= T35tndashT3
T35t y T6t son incoacutegnitas
Valor maacuteximo posible de T35t cuando el aire a la salida del compresor alcanza la temperatura de los gases de salida de la turbina
Medida de la eficiencia del cambiador de calor la relacioacuten del calor recibido al maacuteximo posible que se puede recibir
421 Clasificacioacuten y Partes Constitutivas
Las turbinas a gas al igual que las turbinas a vapor se clasifican en
1 Turbinas a gas de accioacuten2 Turbinas a gas de reaccioacuten
En las turbinas de accioacuten la caiacuteda total de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce en las toberas que estaacuten ubicadas antes dellos estadios moacuteviles y fijos de la misma
De esta manera se produce una transformacioacuten de energiacutea de presioacuten a energiacutea de velocidad (energiacutea cineacutetica) en los gases La presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos permanece constante
En las turbinas de reaccioacuten en cambio la caiacuteda de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce tanto en las toberas como en los estadios moacuteviles y fijos que componen la mismaLa presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos va disminuyendo
Tambieacuten las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al nuacutemero de estadios moacuteviles en cuyo caso pueden ser
1 Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio moacutevil)2 Turbinas a gas multi etapas (varios estadios moacuteviles)
Igualmente cabe otra clasificacioacuten la cual estaacute en funcioacuten del nuacutemero de ejes de la turbina pudiendo en este aspecto clasificarlas como
1 Turbinas a gas de un solo eje2 Turbinas a gas de dos ejes
Partes
Compresor
Estaacute ubicado en la seccioacuten 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 disposicioacuten 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 pequentildeas turbinas se han usado con eacutexito compresores centriacutefugos
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio pudiendo ser
a) Compresores centriacutefugosb) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores axiales
En el compresor axial como su nombre lo indica el flujo de aire es axial o sea paralelo al eje del mismo
El rotor del compresor axial estaacute formado por varias ruedas moacuteviles donde los alabes estaacuten montados en discos tal como se observa en el esquema de la Fig 2
Las ruedas estaacuten ensambladas entre si mediante tornillos guiacuteas axiales que permiten el apriete correspondiente formando de esta manera el rotor del compresor axial
Entre cada estadio moacutevil del rotor se ubica un estadio fijo del estator o sea que en la direccioacuten del eje del compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y un estadio moacutevil conformando de esta manera el conjunto compresor axial como se observa en la Fig 3
Fig 2 Fig 3
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
Valor maacuteximo posible de T35t cuando el aire a la salida del compresor alcanza la temperatura de los gases de salida de la turbina
Medida de la eficiencia del cambiador de calor la relacioacuten del calor recibido al maacuteximo posible que se puede recibir
421 Clasificacioacuten y Partes Constitutivas
Las turbinas a gas al igual que las turbinas a vapor se clasifican en
1 Turbinas a gas de accioacuten2 Turbinas a gas de reaccioacuten
En las turbinas de accioacuten la caiacuteda total de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce en las toberas que estaacuten ubicadas antes dellos estadios moacuteviles y fijos de la misma
De esta manera se produce una transformacioacuten de energiacutea de presioacuten a energiacutea de velocidad (energiacutea cineacutetica) en los gases La presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos permanece constante
En las turbinas de reaccioacuten en cambio la caiacuteda de presioacuten de los gases de combustioacuten se produce tanto en las toberas como en los estadios moacuteviles y fijos que componen la mismaLa presioacuten de los gases dentro de la turbina estadios moacuteviles y fijos va disminuyendo
Tambieacuten las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al nuacutemero de estadios moacuteviles en cuyo caso pueden ser
1 Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio moacutevil)2 Turbinas a gas multi etapas (varios estadios moacuteviles)
Igualmente cabe otra clasificacioacuten la cual estaacute en funcioacuten del nuacutemero de ejes de la turbina pudiendo en este aspecto clasificarlas como
1 Turbinas a gas de un solo eje2 Turbinas a gas de dos ejes
Partes
Compresor
Estaacute ubicado en la seccioacuten 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 disposicioacuten 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 pequentildeas turbinas se han usado con eacutexito compresores centriacutefugos
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio pudiendo ser
a) Compresores centriacutefugosb) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores axiales
En el compresor axial como su nombre lo indica el flujo de aire es axial o sea paralelo al eje del mismo
El rotor del compresor axial estaacute formado por varias ruedas moacuteviles donde los alabes estaacuten montados en discos tal como se observa en el esquema de la Fig 2
Las ruedas estaacuten ensambladas entre si mediante tornillos guiacuteas axiales que permiten el apriete correspondiente formando de esta manera el rotor del compresor axial
Entre cada estadio moacutevil del rotor se ubica un estadio fijo del estator o sea que en la direccioacuten del eje del compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y un estadio moacutevil conformando de esta manera el conjunto compresor axial como se observa en la Fig 3
Fig 2 Fig 3
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
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 pequentildeas turbinas se han usado con eacutexito compresores centriacutefugos
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio pudiendo ser
a) Compresores centriacutefugosb) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores axiales
En el compresor axial como su nombre lo indica el flujo de aire es axial o sea paralelo al eje del mismo
El rotor del compresor axial estaacute formado por varias ruedas moacuteviles donde los alabes estaacuten montados en discos tal como se observa en el esquema de la Fig 2
Las ruedas estaacuten ensambladas entre si mediante tornillos guiacuteas axiales que permiten el apriete correspondiente formando de esta manera el rotor del compresor axial
Entre cada estadio moacutevil del rotor se ubica un estadio fijo del estator o sea que en la direccioacuten del eje del compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y un estadio moacutevil conformando de esta manera el conjunto compresor axial como se observa en la Fig 3
Fig 2 Fig 3
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
La compresioacuten del aire se produce al pasar eacuteste a traveacutes de un estadio fijo y uno moacutevil por lo tanto el compresor estaacute formado por un gran nuacutemero de escalonamientos de compresioacuten
Como en el caso de las turbinas a gas o a vapor los compresores axiales pueden ser
a) Compresores axiales de accioacutenb) Compresores axiales de reaccioacuten
La relacioacuten de compresioacuten estaacute dada por el cociente entre la presioacuten de salida del aire del compresor y la presioacuten a su entrada
Caacutemara de Combustioacuten o Combustor
Se fabrican de tipo ciliacutendrico (can type) o en forma de anillo (annular type) Debe llevar el gas a temperatura uniforme con miacutenimas diferencias de presioacuten
Generalmente se fabrican metaacutelicos y se enfriacutean con el aire entrante pero tambieacuten se estaacuten construyendo de ceraacutemica para lograr una mayor eficiencia teacutermica
El sistema de combustioacuten provisto en las turbinas a gas puede ser de dos tipos
a) Turbinas a gas monocaacutemarab) Turbinas a gas multicaacutemaras
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
Las turbinas con disentildeo monocaacutemaras como es el caso del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) la caacutemara se ubica en posicioacuten perpendicular al eje de la maacutequina
En el caso de las turbinas multicaacutemaras disentildeo General Electric (GE) las caacutemaras se ubican en forma conceacutentricas (paralelas) al eje de la maacutequina
Las caacutemaras de combustioacuten de las turbinas a gas han sido objetos de permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combustioacuten y por otro lado asegurar bajas emisiones contaminantes especialmente en contenidos de oacutexidos de nitroacutegeno (NO y NO2)
En la caacutemara de combustioacuten se produce la oxidacioacuten del combustible desarrollaacutendose muy altas temperaturas por arriba de los 3000 ordmF
Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la caacutemara de combustioacuten podemos mencionar
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad de manera que eacutesta se mantenga estableb) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac) Mantener una temperatura constante de los gases de combustioacuten que ingresan a la mismad) Lograr la maacutexima eficiencia de combustioacuten es decir producir la menor cantidad de inquemados CO CH y MP (material particulado u holliacuten)e) La caiacuteda de presioacuten dentro de la caacutemara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caiacutedas de presioacuten entre el compresor axial y la turbinaEl sistema de combustioacuten estaacute formado por1048766 Bujiacuteas de encendido1048766 Tubos pasa llama y1048766 Detectores de llama
Normalmente se instalan dos bujiacuteas y dos detectores de llama
En el caso de turbinas a gas multicaacutemaras el encendido se produce en una de las caacutemaras de combustioacuten creando un aumento de presioacuten dentro de ella forzando a los gases calientes que se producen a pasar a traveacutes de los tubos pasa llama al resto de las caacutemaras propagando de esta manera la igniccioacuten en todas ellas en un tiempo no mayor a 2 segundos
Los detectores de llama ubicados diametralmente opuestos a las bujiacuteas constituyen el sistema de deteccioacuten de llama emitiendo una sentildeal de control cuando el proceso de igniccioacuten ha sido completado
La Fig 4 indica un esquema de una caacutemara de combustioacuten disentildeo del fabricante General Electric (GE) donde se observa a) el ingreso del aire para la combustioacuten b) el aire para refrigeracioacuten del material con que estaacute construido el tubo de llamas
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
normalmente de acero inoxidable y c) el aire de dilucioacuten que al incorporarse a la corriente de gases calientes de la combustioacuten reducen su temperatura al valor para el cual han sido seleccionados los materiales del primer estadio de toberas fijas
Fig 4La Fig 5 muestra el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten del fabricante Asea -Brown Boveri (ABB) donde se observa el mismo principio de funcionamiento que en el disentildeo anterior
Fig 5
Regeneradores
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
Transmiten el calor de los gases de escape del aire de los compresores Aumentan rendimiento pero tambieacuten volumen peso y costo Debido a su gran tamantildeo no son aconsejables para la industria aeronaacuteutica
Turbinas
Son casi siempre de flujo axial (axial flow) excepto algunas de pequentildeas 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 coacutenico
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
Esta tobera de escape aumenta considerablemente el empuje del motor
Accesorios
Tambieacuten posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros dispositivos de regulacioacuten de velocidad de lubricacioacuten de alimentacioacuten del combustor y de puesta en marcha Estos dispositivos dependen de las caracteriacutesticas de velocidad y de la relacioacuten peso potencia
423 Caacutemaras de Combustioacuten
Introduccioacuten
Una caacutemara de combustioacuten de turbina de gas consta de
- Un armazoacuten exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferriacutetico
- Un armazoacuten interior sometido a temperaturas elevadas que al menos en su parte superior en las verticales o donde van los quemadores en las horizontales se debe construir de acero austeniacutetico o de material refractario La sustentacioacuten del armazoacuten interior debe permitir la libertad de las dilataciones
Los principales factores a tener en cuenta en el disentildeo de la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas dependen de sus condiciones operativas de entre las que podemos destacar las siguientes
La combustioacuten tiene que ser estable para permitir las fuertes variaciones de la relacioacuten aire-combustible que para los ciclos regenerativos estaacute entre 601 y 1201 y para los no regenerativos entre 1001 y 2001La velocidad del fluido oscila en la mayor parte de los casos entre 30 y 60 msegEn las turbinas de gas usadas en aviacioacuten el problema de la estabilidad de la llama es auacuten maacutes complejo a causa de la variacioacuten de las presiones de
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
combustioacuten debido a la altura a la velocidad de vuelo y al grado de carga (despegue ascensioacuten aproximacioacuten)
Aire Utilizado en el Proceso de Combustioacuten
La masa de aire teoacutericamente necesaria para la combustioacuten de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiomeacutetricas de la combustioacuten para los combustibles liacutequidos utilizados normalmente en las turbinas de gas la relacioacuten aire-combustible estequiomeacutetrica estaacute entre 147 y 15 pudieacutendose tomar 149 como valor medio
La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teoacuterica definieacutendose un coeficiente de exceso de aire a como la relacioacuten entre la cantidad real de aire y la teoacuterica por kg de combustible
Para que la combustioacuten tenga lugar totalmente dentro de la caacutemara de combustioacuten es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada Por esta razoacuten la combustioacuten en estas caacutemaras soacutelo es posible cuando la velocidad de propagacioacuten de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente
La temperatura de la combustioacuten y en consecuencia la velocidad de propagacioacuten de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire obtenieacutendose su valor maacuteximo para un coeficiente de exceso de aire a=1 aproximadamentePara mezclas ricas alt1 la temperatura de combustioacuten disminuye debido a la combustioacuten incompleta En las mezclas pobres agt1 tambieacuten disminuye debido a la dilucioacuten por el aire de los productos de la combustioacuten
Como la relacioacuten aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 601 para las condiciones de disentildeo mientras que la estequiomeacutetrica es de aproximadamente 151 es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la caacutemara de combustioacuten
En el proceso de inyeccioacuten de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario aire secundario y aire terciario
Aire primario- Se corresponde aproximadamente con un 15 a 20 del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada necesaria para una combustioacuten raacutepida r =1
Aire secundario- Se corresponde aproximadamente con un 30 del aire total se introduce a traveacutes de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustioacuten para que el rendimiento sea elevado se tiene que procurar que este aire se inyecte en los
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
puntos adecuados del proceso a fin de evitar que la llama se enfriacutee localmente dando lugar a una draacutestica disminucioacuten de la velocidad de combustioacuten en esa zona El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a asymp15 riqueza 115 rArr066 a 07
Aire terciario- El aire restante 50 a 55 se mezcla con los productos de la combustioacuten en la zona de dilucioacuten con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y friacutea se mezclen a fondo y asiacute conseguir una distribucioacuten de temperaturas a la salida prefijada de antemano
Anaacutelisis del Proceso de Combustioacuten
El proceso de la combustioacuten ha de tener lugar en su totalidad dentro de la caacutemara de combustioacuten a fin de evitar que los aacutelabes de la turbina esteacuten sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustioacuten al incidir en los aacutelabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosioacuten o fatiga en los mismos y mantener los efectos derivados de la deformacioacuten plaacutestica dentro de liacutemites aceptables El iacutendice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 275 y 5
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles
Gaseosos gas natural propanoLiacutequidos gasoacuteleo gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partiacuteculas e impurezas soacutelidas para evitar cualquier tipo de erosiones en los aacutelabes de la turbinaLa ausencia de azufre en la composicioacuten del combustible permite un nivel de recuperacioacuten del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles
Por este motivo y por razones econoacutemicas un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural y su posibilidad de empleo en la post-combustioacuten que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina utilizando como comburente los mismos gases para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperacioacuten
Los combustibles liacutequidos presentan frente a los gaseosos otras desventajas como el sistema de filtrado que es maacutes complicado ademaacutes es necesario atomizar el combustible a una presioacuten elevada resultando una menor calidad en la formacioacuten de la mezcla por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
En el caso del gas natural al tratarse de un suministro por canalizacioacuten y aunque tambieacuten se necesitan unos requisitos de presioacuten de suministro que son funcioacuten de la turbina a instalar la elevacioacuten de presioacuten solamente se debe realizar desde la presioacuten de suministro hasta la presioacuten de utilizacioacuten en el aparato
Las peacuterdidas de carga en la caacutemara de combustioacuten de una turbina de gas han de ser miacutenimas ya que afectan al consumo especiacutefico y a la potencia especiacutefica de la turbina generalmente las normas de disentildeo tienden a mejorar el proceso de la combustioacuten como la formacioacuten de la mezcla estabilidad de la llama etc y conducen a su vez a un aumento de las peacuterdidas de cargaPeacuterdidas teacutermicas miacutenimas a traveacutes de las paredes y por combustioacuten incompleta
Debe evitarse la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten pues estas pequentildeas partiacuteculas al ser arrastradas por el flujo erosionan los aacutelabes de la turbina Asimismo bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la caacutemara hay que tener en cuenta que el carboacuten depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los aacutelabes de la turbina
La emisioacuten de humos por el escape desde el punto de vista de la contaminacioacuten ambiental es otro de los factores a tener en cuenta tanto en las turbinas de gas industriales como en las de aviacioacuten En las turbinas de gas de ciclo regenerativo el ensuciamiento del cambiador de calor por el holliacuten de escape reduce el rendimiento de la maacutequina existiendo el riesgo de destruccioacuten del intercambiador por incendio
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la caacutemara las bajas presiones y las altas velocidades dificultan el arranque aspecto que en las turbinas de gas de aviacioacuten adquiere una importancia considerable
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre siacute por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el disentildeo de una caacutemara de combustioacuten sobre todo si el reacutegimen de funcionamiento tiene que ser variable
Caacutemaras de Combustioacuten Tubulares
Las caacutemaras de combustioacuten individuales o independientes en nuacutemero variable de 5 a 10 se emplearon en los primeros motores de aviacioacuten y en la actualidad en pequentildeas turbinas de gas industriales y marinas siendo las maacutes empleadas en motores de compresor centriacutefugo y en algunos axiales Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina constan cada una de ellas de su propio
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
inyector procedente de una liacutenea de suministro comuacuten de una doble pared o tubo de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustioacuten y de una envolvente exterior Fig VIII9 Dos de las caacutemaras de combustioacuten van dotadas de bujiacutea de encendido la razoacuten de llevar dos bujiacuteas es exclusivamente por seguridad pues con una sola seriacutea suficiente
El motor de reaccioacuten no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible la combustioacuten se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema
Se conectaraacute en despegue toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia ingestioacuten de agua volando en lluvia fuerte etcPara que la combustioacuten alcance todas las caacutemaras de combustioacuten independientes estas van unidas por unos tubos de propagacioacuten de llama denominados interconectores de llama
El aire de descarga del compresor al entrar en la caacutemara se divide en dos el aire primario 25 del total Entra por el centro de la caacutemara para realizar la combustioacuten y el 75 restante aire secundario pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la caacutemara
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ordmC que alcanza en la zona de combustioacuten a unos 1000ordmC que puede permitir la turbina formando una capa de aire de refrigeracioacuten entre la caacutemara y el exterior
Estas caacutemaras de combustioacuten tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso ademaacutes de un mantenimiento y sustitucioacuten maacutes sencilla pero su rendimiento es inferior a las anulares Puede ocurrir si se presentan averiacuteas en algunos inyectores que los aacutelabes del primer escaloacuten de la turbina esteacuten sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos aacutelabes Este tipo de caacutemara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centriacutefugos en los que el flujo de aire es dividido por los aacutelabes
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
del difusor en corrientes separadas alimentando cada una de ellas la caacutemara tubular correspondiente
Caacutemaras de Combustioacuten Anulares
Cuando el compresor es axial en aviacioacuten resulta maacutes adecuado utilizar una uacutenica caacutemara anular la cual rodea al eje del compresor-turbina dicha caacutemara consta de un solo tubo de llama tambieacuten anular y una serie de inyectores cuyo nuacutemero puede oscilar entre 12 y 20
De esta forma el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al maacuteximo dando lugar a un motor de seccioacuten frontal maacutes reducida producieacutendose en comparacioacuten con el anterior menores peacuterdidas de carga en la Fig VIII10 se indica un esquema de este tipo de turbina
Tienen un rendimiento maacutes alto que las individuales relacionaacutendose mejor la mezcla aire- combustible y presentando menores peacuterdidas de presioacuten asiacute como una mejor refrigeracioacuten de los gases durante la combustioacutenEste modelo presenta los siguientes inconvenientes Resulta muy difiacutecil obtener una distribucioacuten uniforme de la relacioacuten combustible-aire a pesar de utilizar un gran nuacutemero de inyectores
Como consecuencia de lo anterior se presentan problemas a la salida de la caacutemara para conseguir una distribucioacuten uniforme de temperaturaEstructuralmente son maacutes deacutebiles por lo que es difiacutecil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama problema que es particularmente preocupante en motores de gran diaacutemetro
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avioacuten lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento
Caacutemaras de Combustioacuten Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de caacutemara mixta que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular
Este tipo de caacutemara se utiliza bastante en los motores grandes de aviacioacuten en la Fig VIII11 se representa un esquema de caacutemara tubo-anular
Estabilidad de la Combustioacuten
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
El procedimiento de introduccioacuten del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilizacioacuten total del proceso de combustioacuten en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llamaLa configuracioacuten gasodinaacutemica del flujo viene determinada por la forma y colocacioacuten de los dispositivos de admisioacuten de aire primario y secundario en el tubo de llama de la caacutemara de combustioacuten Por ello estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilizacioacuten de la llama Acontinuacioacuten examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estableEn las caacutemaras con torbellinador el combustible se inyecta en la misma direccioacuten que la corriente de aire mientras que el aire primario se introduce a traveacutes de unos aacutelabes radiales torsionados conocidos como aacutelabes torbellinadores creaacutendose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relacioacuten al eje de la caacutemara como se muestra en la Fig VIII15
De esta forma se crea cerca del eje de la caacutemara una zona de bajas presiones y a consecuencia de esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama creando en la zona de combustioacuten superficies con pequentildeas velocidades de aire del orden de 15 a 25 mseg estas contracorrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el aire mejoraacutendose la vaporizacioacuten del combustible y la inflamacioacuten de la mezcla fresca
A veces se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama en vez de hacerlo a traveacutes de orificios planos Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presioacuten y dirigido hacia los chorros de combustible Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores peacuterdidas hidraacuteulicas
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
Existen otros meacutetodos que prescinden del torbellinador para crear una configuracioacuten gasodinaacutemica adecuada para la estabilidad de la llama siendo algunos tipos de caacutemaras de combustioacuten los siguientes
a) En algunas caacutemaras de combustioacuten se consigue una adecuada distribucioacuten tanto de la corriente en la zona de combustioacuten como de la estabilidad de la llama introduciendo la mayor parte del aire primario a traveacutes de las paredes laterales del tubo de llama a cierta distancia del inyector Fig VIII18 y dirigieacutendola hacia eacuteste
Una miacutenima parte de este aire primario entra a traveacutes de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector
b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccioacuten hacia atraacutes lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario sin embargo resulta muy difiacutecil impedir que el inyector se recaliente y en con- secuencia se deteriorePor esta razoacuten este procedimiento se utiliza maacutes en caacutemaras de postcombustioacuten de turbinas de gas de aviacioacuten Fig VIII19 los postquemadores soacutelo actuacutean en periacuteodos cortos para incrementar el empuje
c) En la Fig VIII20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presioacuten en unos tubos en forma de bastoacuten situados en la zona primaria De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo mezclaacutendose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribucioacuten de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formacioacuten de depoacutesitos de carboacuten por el craking del combustible en los tubos del vaporizador que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
Para cualquier caacutemara de combustioacuten existe un liacutemite de mezcla pobre maacutes allaacute del cual la llama resulta inestable Se suele tomar como liacutemite la relacioacuten aire-combustible a la que la llama se apaga si bien la inestabilidad se presenta generalmente antes de que se alcance dicho liacutemite Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro que origina vibraciones aerodinaacutemicas que acortan la vida de la caacutemara y ocasionan vibraciones en los aacutelabes de la turbina
En la Fig VIII21 se ha representado la curva de estabilidad representando en ordenadas la relacioacuten aire-combustible y en abscisas el gasto de aire que es el cociente entre la relacioacuten estequiomeacutetrica y la relacioacuten aire-combustible es decir Gasto de aire= 1riqueza
Para que una caacutemara de combustioacuten resulte adecuada para una cierta funcioacuten su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad debe cubrir el margen de
relaciones aire-combustible y de los gastos maacutesicos requeridos por la turbina Tambieacuten es preciso comprobar situaciones liacutemite como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones en una aceleracioacuten se produce un raacutepido aumento del gasto de combustible inyectado mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo reacutegimen por lo que transitoriamente bajaraacute la relacioacuten airecombustible mezcla rica
Mediante un dispositivo que lleva el sistema de regulacioacuten se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apagueOtro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presioacuten en el interior de la caacutemara estrechaacutendose los liacutemites de estabilidad al decrecer la presioacuten debido a la consiguiente disminucioacuten de la velocidad de la combustioacuten
Por lo tanto para las turbinas de gas de aviacioacuten conviene comprobar que para la maacutexima altura de vuelo los liacutemites sean suficientemente amplios Si los liacutemites de estabilidad son demasiado estrechos habraacute que intensificar la recirculacioacuten en la zona primaria
424 Compresores
Compresores Centriacutefugos
Elementos Constructivos de la Turbina de Gas
Una instalacioacuten de turbina de gas consta en general de compresor turbina propiamente dicha caacutemara de combustioacuten intercambiadores de calor toberas etc
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
La construccioacuten de las turbinas de gas presenta algunas analogiacuteas con la de las turbinas de vapor pero se diferencian ena) Las presiones de los fluidos utilizados que son mucho maacutes bajasb) Las temperaturas de funcionamiento que son sensiblemente maacutes elevadas
El apartado a favorece su construccioacuten ya que las paredes son maacutes delgadas y las piezas menos pesadas disminuyendo el precio para materiales ideacutenticos
En cuanto a su funcionamiento el aire que se toma de la atmoacutesfera se comprime antes de pasar a la caacutemara de combustioacuten donde se mezcla con el combustible y se produce la ignicioacuten Los gases calientes producto de la combustioacuten se expansionan en la turbina que acciona el eje del compresor y frecuentemente un alternador
En la Fig V1 se indica el funcionamiento y la circulacioacuten de los gases a traveacutes de una tiacutepica turbina de gas axial monoeje
Clasificacioacuten
a- Atendiendo al flujo de gases en relacioacuten con el eje central Turbina axial el aire fluye coaxialmente al eje de la maacutequina Turbina radial el aire fluye radialmente respecto al eje de la maacutequina
b- Seguacuten la forma de montaje de la caacutemara de combustioacuten y de la turbina de potencia
Monoeje cuando estaacuten montados sobre el mismo eje De dos ejes cuando estaacuten montados sobre ejes distintos
Las maacutequinas axiales ya sean compresores o turbinas tienen mejores rendimientos que las radiales Las axiales tienen una estructura maacutes compleja y costosa que las radiales predominando estas uacuteltimas entre las turbinas de gas de baja potencia
Las maacutequinas de gas axiales tienen una pequentildea seccioacuten frontal caracteriacutestica que interesa en el campo de la aviacioacuten para reducir la resistencia aerodinaacutemica
La simplicidad constructiva menor coste mayor robustez y la facilidad de mantenimiento de las maacutequinas radiales frente a las axiales las hacen maacutes competitivas en la gama de bajas potenciasEn la turbina monoeje el compresor y la turbina funcionan a la misma velocidad de giroCuando se precise una disminucioacuten en la velocidad de giro del eje de salida el caudal de aire disminuiraacute asiacute como la presioacuten de salida del compresor y en consecuencia la potencia y el par motor
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
Cuando se trate de accionar un alternador para lo que se requiere una velocidad de giro en el eje constante se mantendraacute constante el caudal de aire y se podriacutea regular la potencia desarrollada modificando uacutenicamente la inyeccioacuten de combustible en la caacutemara de combustioacuten sin que variacutee la velocidad de giro del rotor La variacioacuten de la cantidad de combustible inyectado con caudal de aire sensiblemente constante modifica la temperatura de entrada a la turbina y consecuentemente el rendimiento de la maacutequina
En la turbina de dos ejes la velocidad de giro del compresor es independiente de la de la turbina de potencia Cuando se necesite una velocidad de giro del eje de salida menor el compresor puede seguir girando a alta velocidad poniendo a disposicioacuten de la turbina de potencia un caudal de gases incluso a mayor presioacuten Este tipo de maacutequinas es especialmente apto para aquellos casos en que se requiera un aumento del par motor a un reducido nuacutemero de revoluciones
Turbocompresores Centriacutefugos
Son los maacutes sencillos en cuanto a su disentildeo y forma de trabajo y fueron los primeros que se utilizaron en los motores de reaccioacuten En ellos la entrada de aire es praacutecticamente axial saliendo despedido del rotor por la fuerza centriacutefuga hacia la periferia radialmente
Los dos procesos que tienen lugar en el interior de un turbocompresor centriacutefugo sona) Un aumento de la energiacutea cineacutetica del aire (presioacuten dinaacutemica) y tambieacuten algo de la estaacutetica merced al elevado valor que alcanza c2
Este proceso tiene lugar en el rodete que tiene como misioacuten acelerar el aire que es aspirado axialmente hacia el centro del rodete y cambia su direccioacuten en 90ordm convirtieacutendolo en un flujo radialCuando el rodete de un turbocompresor centriacutefugo gira la fuerza centriacutefuga empuja al aire desde la entrada del rodete hasta el final del aacutelabe la velocidad del aire originada por esta fuerza centriacutefuga viene representada por el vector w2
Por otra parte el aire es empujado tambieacuten en la direccioacuten de la trayectoria del extremo exterior del aacutelabe punto donde la velocidad es u2=r2w
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
Estas dos velocidades que actuacutean simultaacuteneamente sobre el aire a la salida del aacutelabe se combinan entre siacute para dar en dicha salida una resultante c2 que es en magnitud y sentido la velocidad absoluta a la que realmente el aire abandona el aacutelabe cuyo valor suele ser del orden del 50divide70 de u2 dependiendo del aacutengulo β2 a la salida
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
b) Disminucioacuten gradual sin turbulencias de la velocidad alcanzada por el aire en el rodete consiguieacutendose como contrapartida una elevacioacuten de la presioacuten estaacutetica Este segundo proceso tiene lugar en el difusor En la Fig V3 se muestran los cambios de velocidad y presioacuten estaacutetica que el aire sufre a su paso por el turbocompresor centriacutefugo
Entrada en el compresor- En el turbocompresor centriacutefugo el aire entra en el compresor por dispositivo de admisioacuten que debe garantizar una entrada uniforme del mismo en el rodete con un miacutenimo de peacuterdidas este dispositivo puede ser axial o acodado
La entrada en el rodete sin rotacioacutenc1u=0 oacute α1=90ordm es el caso maacutes frecuente otras veces le comunica al aire una contrarotacioacuten c1u gt0 o una rotacioacuten c1u lt0 para lo cual se establece una corona directriz fija antes del rodete dotada de aacutelabes que establecen el aacutengulo de entrada α1 maacutes conveniente en cada caso
El Rodete de un Turbocompresor Centriacutefugo
El rodete consta de un cierto nuacutemero de aacutelabes que se fijan solamente al cubo del mismo como en la Fig V4a que representa un rodete abierto o bien se fijan en un solo disco a un lado del mismo como en la Fig V4b que representa un rodete semiabierto de simple aspiracioacuten o a uno y otro lado del disco como en la Fig V4c que representa un rodete semiabierto de doble aspiracioacuten (construccioacuten a la que se recurre cuando el caudal volumeacutetrico en la aspiracioacuten es superior a los 50m3seg o bien finalmente se fijan entre la superficie anterior 1 y posterior 2 como en la Fig V4d que corresponde a un rodete cerrado
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
El tipo abierto Fig V4a tiene mal rendimiento y poca resistencia permitiendo solamente velocidades perifeacutericas muy pequentildeas por lo que cada vez es menos empleadoEl tipo cerrado Fig V4e tiene buen rendimiento pero es de difiacutecil construccioacuten y soacutelo permite velocidades perifeacutericas moderadas
En los turbocompresores centriacutefugos de alta presioacuten de escalonamientos muacuteltiples con frecuencia los dos primeros escalonamientos se construyen de doble aspiracioacuten lo que tiene la ventaja de optimizar los uacuteltimos escalonamientos para una velocidad de rotacioacuten dada
El desarrollo en los uacuteltimos antildeos ha ido hacia caudales mayores y hacia relaciones de compresioacuten por escalonamiento tambieacuten mayores
Lo primero se logra aumentando el diaacutemetro de la boca de aspiracioacuten disminuyendo el diaacutemetro del cubo y aumentando el ancho del rodete y la velocidad de rotacioacuten
Lo segundo se consigue con aacutengulos de salida grandes hasta de 90ordm y grandes velocidades de rotacioacuten
El tipo semiabierto Fig V4b es muy empleado
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
El paraacutemetro fundamental que caracteriza el aacutelabe de un turbocompresor es el aacutengulo de salida 2 seguacuten eacutel se clasifican los aacutelabes en
Alabes curvados hacia atraacutes β2lt 90 Fig V5a
Alabes curvados hacia adelante β2gt 90 Fig V5b
Alabes de salida radial β2= 90 Fig V5c
La Fig V6 representa el corte transversal y meridional de un turbocompresor radial con aacutelabes curvados hacia atraacutes antiguamente todos los turbocompresores radiales se construiacutean asiacute La fijacioacuten de los aacutelabes en este caso a causa del esfuerzo centriacutefugo exige una construccioacuten del tipo de la Fig V4d es decir el rodete debe ser de tipo cerrado Auacuten con ese tipo de construccioacuten la velocidad perifeacuterica a la salida no suele exceder los 300 mseg
En la actualidad se emplea cada vez maacutes la construccioacuten de la Fig V7 es decir el tipo semiabierto de la Fig V4b con aacutelabes de salida radial pero curvados a la entrada de tal manera que el aacutengulo β1 de la velocidad relativa sea el exigido por una entrada radial de la corriente absoluta α1 = 90ordm sin rotacioacuten
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
La Fig V8 representa el corte meridional y transversal de un turbocompresor de este tipo junto con los triaacutengulos de velocidades correspondientes
La construccioacuten con salida radial β2 = 90ordm reduce los esfuerzos centriacutefugos praacutecticamente a esfuerzos de traccioacuten de ahiacute que para la fijacioacuten de los aacutelabes soacutelo se requiera un disco (rodete semiabierto)
Con este tipo de rodete se obtienen velocidades perifeacutericas elevadiacutesimas pudieacutendose llegar a los500 mseg
El Sistema Difusor de un Turbocompresor Centriacutefugo
El sistema difusor consta de uno o varios oacuterganos fijos cuya misioacuten es recuperar una parte de la energiacutea cineacutetica a la salida del rodete o lo que es lo mismo conseguir con el mejor rendimiento posible a expensas de la energiacutea cineacutetica que crea el rodete un incremento adicional de presioacutenEl sistema difusor suele constar al menos de una caja espiral a la cual se antildeade con frecuencia uno de los siguientes elementos corona directriz cono difusor o los dos simultaacuteneamente
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
En disentildeos sencillos se dispone una corona directriz sin aacutelabes reducieacutendose a veces la corona directriz a una simple caja de paredes paralelas La sensibilidad de esta corona sin aacutelabes a los cambios de reacutegimen es mucho menor pero el rendimiento en el punto nominal o de disentildeo es tambieacuten inferior
La velocidad perifeacuterica a la salida del rodete u2 influye en la presioacuten p2 que se alcanza en el rodete
La resistencia del rodete a los esfuerzos centriacutefugos limita esta velocidad u2 y consiguientemente la relacioacuten de compresioacuten maacutexima que se alcanza en un turbocompresor centriacutefugo puede llegar en algunos casos particulares a ε = 4 y aun mayor
La velocidad maacutexima u2 en los rodetes de acero puede llegar hasta los 300 mseg
En construcciones especiales con aceros aleados se llega hasta los 500 mseg
En las turbosoplantes la umaacutex oscila entre los 90 y 120 mseg
Compresores Axiales
Introduccioacuten
La misioacuten de los aacutelabes del rotor accionados por la turbina es aumentar la velocidad del aire y la presioacuten dinaacutemica pues dicho rotor recoge la energiacutea que le entrega la turbina La presioacuten estaacutetica aumenta tambieacuten en el rotor pues en el disentildeo de los aacutelabes se les da mayor seccioacuten de salida que de entrada lo que provoca un efecto difusor
En el estator la velocidad decrece a medida que aumenta la presioacuten estaacutetica mientras que la presioacuten dinaacutemica disminuye al disminuir la velocidad si bien esta disminucioacuten queda compensada por el aumento en el rotor
Por lo tanto en el rotor aumentan la velocidad y la presioacuten total y en el estator disminuye la velocidad aumenta la presioacuten total y disminuye la presioacuten dinaacutemica El aire va pasando del rotor al estator y asiacute sucesivamente aumentando la energiacutea
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
del gasto maacutesico de aire para que llegue a la caacutemara de combustioacuten en cantidad y presioacuten adecuadas
La temperatura aumenta al aumentar la presioacuten debido a que parte de la energiacutea mecaacutenica se convierte en calorEl disentildeo de los turbocompresores axiales entrantildea una gran dificultad dada la importancia especial que el meacutetodo aerodinaacutemico y el meacutetodo de disentildeo de los aacutelabes torsionados tiene en estas maacutequinas
El aacutengulo de desviacioacuten β1-β2 de los aacutelabes de un turbocompresor axial tiene que ser muy reducido si se quiere mantener un elevado rendimiento siendo inferior a 45ordm mientras que en las Turbinas de vapor o de gas es mucho mayorDe los triaacutengulos de velocidades Fig VI2 para una velocidad media ca = Cte se obtiene
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
El salto entaacutelpico perifeacuterico en un escalonamiento de un turbocompresor axial es
De esta ecuacioacuten se deduce que como en un turbocompresor axial la diferencia cotg β1 ndash cotg β2 es muy pequentildea el aumento del salto por escalonamiento se tiene que conseguir mediante un aumento de la velocidad perifeacuterica u o de ca Como ambas posibilidades son muy limitadas y como a un salto perifeacuterico pequentildeo le corresponde un incremento de presioacuten por escalonamiento pequentildeo la relacioacuten de compresioacuten εc por escalonamiento en los turbocompresores axiales es muy pequentildea del orden de 115 a 135 aproximadamente y mucho menor que en el turbocompresor centriacutefugo
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
Sin embargo esto no es problema para que en la actualidad el turbocompresor axial predomine sobre el turbocompresor centriacutefugo en campos tales como las grandes potencias los grandes caudales e incluso grandes relaciones de compresioacuten para la impulsioacuten de grandes caudales del orden de εc = 4 que se alcanzan aumentando el nuacutemero de escalonamientosEstos escalonamientos se suceden unos a otros ya sean de tambor o de disco constituyendo una maacutequina compacta con una reducida aacuterea transversal Fig VI3 lo que constituye una gran ventaja sobre el turbocompresor centriacutefugo pe en la aplicacioacuten a los turborreactores de los aviones que precisan de pequentildeas superficies frontales
Los turbocompresores axiales se clasifican en subsoacutenicos y supersoacutenicos Nuestro estudio trataraacute uacutenicamente de los turbocompresores subsoacutenicos que son los maacutes corrientesPor lo que respecta a las peacuterdidas saltos entaacutelpicos rendimientos potencias refrigeracioacuten etc lo visto en los turbocompresores centriacutefugos es iacutentegramente aplicable a los turbocompresores axiales
Como la relacioacuten de compresioacuten por unidad es limitada se pueden alcanzar valores extraordinariamente elevados disponiendo un cierto nuacutemero de ellas en serie
