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Universidad de San Carlos de Guatemala Facultad de Ingeniería Escuela de Ingeniería Mecánica Eléctrica
GUÍA PARA EL MANTENIMIENTO EN TURBINAS DE GAS EN BASE A BOROSCOPÍA
Esler Giovanni Acevedo Gonzalez Asesorado por Ing. Ramón Anibal Romero Soto
Guatemala, noviembre de 2005
UNIVERSIDAD DE SAN CARLOS DE GUATEMALA
FACULTAD DE INGENIERÍA
GUÍA PARA EL MANTENIMIENTO EN TURBINAS DE GAS EN BASE A BOROSCOPÍA
TRABAJO DE GRADUACIÓN
PRESENTADO A JUNTA DIRECTIVA DE LA
FACULTAD DE INGENIERÍA
POR
ESLER GIOVANNI ACEVEDO GONZALEZ
ASESORADO POR ING. RAMÓN ANIBAL ROMERO SOTO
AL CONFERÍRSELE EL TÍTULO DE
INGENIERO MECÁNICO ELECTRICISTA
GUATEMALA, NOVIEMBRE DE 2005
UNIVERSIDAD DE SAN CARLOS DE GUATEMALA FACULTAD DE INGENIERÍA
NÓMINA DE JUNTA DIRECTIVA DECANO Ing. Murphy Olympo Paiz Recinos VOCAL I VOCAL II Lic. Amahán Sánchez Álvarez VOCAL III Ing. Julio David Galicia Celada VOCAL IV Br. Kenneth Issur Estrada Ruiz VOCAL V Br. Elisa Yazminda Vides Leiva SECRETARIA Inga. Marcia Veliz Vargas
TRIBUNAL QUE PRACTICÓ EL EXAMEN GENERAL PRIVADO DECANO Ing. Julio Ismael González Podszueck EXAMINADOR Ing. Mario Renato Escobedo Martinez EXAMINADOR Ing. Luis Arturo Gonzalez Lopez EXAMINADOR Ing. Jose Arturo Estrada Martinez SECRETARIO Ing. Francisco Javier González López
HONORABLE TRIBUNAL EXAMINADOR
Cumpliendo con los preceptos que establece la ley de la Universidad de San Carlos de Guatemala, presento a su consideración mi trabajo de graduación titulado:
GUÍA PARA EL MANTENIMIENTO EN TURBINAS DE GAS EN BASE A BOROSCOPÍA
Tema que me fuera asignado por la Escuela de Ingeniería de Mecánica Eléctrica con fecha 19 de febrero de 2004.
Esler Giovanni Acevedo Gonzalez
ACTO QUE DEDICO
A:
Dios Todopoderoso Por todas sus bendiciones. Mi abuela Maria Ofelia Gonzalez. Descanse en paz. Mi madre Gloria Gonzalez Najarro. Por su incondicional amor y apoyo. Mi esposa Ceily Yuviksa Morales de Acevedo. Por su amor y apoyo. Mis hijas Ceily Acevedo y Kiara Acevedo. Mi Hermana Claudia Maria Acevedo Gonzalez Mis tías (os) Dinora, Carmen, Amanda, Leticia, Concha, Gladis, Mila, Alfredo, Carlos, Rolando (descanse en paz). Mis primos Mis amigos Mis compañeros de trabajo Y especialmente Familia Roque, Familia Morales y Familia Reynoso.
AGRADECIMIENTOS
A Dios Por todas sus bendiciones para alcanzar esta meta. A Ing. Ramón Romero Por su valiosa ayuda en la elaboración de esta tesis. A Ing. Jose Bedoya Por su valiosa ayuda en la elaboración de esta tesis.
ÍNDICE GENERAL
ÍNDICE DE ILUSTRACIONES v
GLOSARIO viii
RESUMEN xv
OBJETIVOS xvi
INTRODUCCIÓN xvii
1. OPERACIÓN TURBINA - GENERADOR 1
1.1 Introducción 1
1.2 Turbina de gas básica 2
1.3 Símbolos y definiciones 4
1.3.1 Flujo de combustible 6
1.3.2 Motor de compresor 6
1.4 Aplicaciones 7
1.4.1 Servicios eléctricos 7
1.4.2 Transmisión de gas 8
1.4.3 Aplicación marina 8
1.5 Operaciones fundamentales de una turbina de gas. 8
1.6 Detalles de construcción / operación. 17
1.7 Cuarto de Control 22
1.8 Sistema de puesta en marcha. (arranque y
rre arranque). 23
1.9 Proceso de parada normal. 27
1.10 Disparos de emergencia. 28
1.10.1 Sistema de Disparo del Generador de Gases 28
1.10.2 Sistema de Disparo del Generador Eléctrico 30
i
1.11 Sistema de protección de fuego. 30
1.12 Sistema de lavado 34
2. PARTES A INSPECCIONAR DEL MOTOR DE TURBINA 35
2.1 Introducción. 35
2.2 Fundamentos de generación eléctrica 35
2.3 Componentes de una turbina 40
2.3.1 Cubiertas 40
2.3.2 Aire de entrada y recinto de ventilación 41
2.3.3 Sistema de lubricación 44
2.3.4 Compresor 44
2.3.5 Compresor Axial Doble 48
2.3.6 Arrancador hidráulico 50
2.3.7 Difusor 50
2.3.8 Sección de quemadores (cámara de
combustión). 51
2.3.9 Turbina de generación de gases 54
2.3.10 Turbina libre 57
2.3.11 Ducto de escape 59
2.3.12 Alivio de aire del compresor 59
2.3.13 Sistema de ignición 60
3. TRABAJO DE ANÁLISIS DEL MANTENIMIENTO POR
INSPECCIÓN BOROSCOPICA 62
3.1 Introducción 62
3.2 Condiciones Iniciales 63
ii
3.3 Equipo y Recursos A Utilizar 64
3.3.1 Boroscopio 64
3.3.2 Planos 67
3.4 Guía Prueba de Análisis Boroscopico 72
3.4.1 Guía Inspección del Compresor de baja presión. 72
3.4.1.1 Alabes del rotor, etapas de 0 a 3. 72
3.4.1.2 Alabes del rotor, etapa 4. 72
3.4.1.3 Cubiertas internas 75
3.4.2 Guía Inspección del Compresor de alta presión 76
3.4.2.1 Alabes del compresor de alta presión.
Todas las etapas. 76
3.4.2.2 Alabes del compresor de la alta presión.
Etapa 1 cubierta media. 83
3.4.3 Guía Inspección del Sistema de combustión. 85
3.4.3.1 Todas las superficies 85
3.4.3.2 Uniones de remaches 85
3.4.3.3 Ensamble del domo 85
3.4.3.4 Paneles internos / externos para la
combustión. 87
3.4.3.5 Bóveda 89
3.4.3.6 Boquillas de combustible 89
3.4.4 Turbina de alta presión. Guía Inspección de las
Boquillas. 98
3.4.4.1 Borde principal y superficie aerodinámica
del alabe, etapa 1. 98
3.4.4.2 Superficie cóncava o alabe director de la
superficie aerodinámica. 99
iii
3.4.4.3 Superficie convexa de la superficie del
Alabe. 101
3.4.4.4 Borde posterior de la superficie del alabe 102
3.4.4.5 Todas las áreas de la superficie
aerodinámica del alabe. 103
3.4.4.6 Plataforma interna y externa 103
3.4.4.7 Etapa 2 boquilla. Alabe director de la
superficie aerodinámica. 104
3.4.5 Guía Inspección Alabes de la Turbina de alta
presión. 109
3.4.5.1 Etapa 1. Alabe 109
3.4.5.2 Etapa 2. Alabe 113
3.4.5.3 Etapa 1 y 2, Alabes. 114
3.4.6 Guía Inspección de la Cubierta de la turbina
media y Turbina de baja presión. 117
3.4.6.1 Superficie 117
3.4.6.2 Alabes de la turbina de baja presión 117
CONCLUSIONES 122
RECOMENDACIONES 123
BIBLIOGRAFÍA 124
iv
ÍNDICE DE ILUSTRACIONES
FIGURAS
1 Turbina de Gas tipo Turbina Libre 2
2 Turbina de Gas Compresor Doble 3
3 Motor del compresor Doble, Designación de
Estaciones. 5
4 Globo cerrado 10
5 Globo abierto 11
6 Propulsión del patín 12
7 Propulsión del patín por ventilador 12
8 Propulsión del patín por combustión 13
9 Generador de Gases Simple 14
10 Generador de Gases Dual 16
11 Generador de Gases General Electric LM - 5000 18
12 Gobernador Básico de Combustible 21
13 Sistema de Detección de Gas y Fuego 31
14 Sistema de Ventilación y Extinguido 33
15 Campo Magnético Giratorio en el Interior de una
bobina. 36
16 Rotor de Polos Salientes de una Maquina Síncrona 37
17 Esquema de una Excitación sin Escobillas Dotada
de Excitatriz Piloto. 39
18 Vista en Corte de un Generador Eléctrico 40
19 Cubiertas 42
20 Filtros 43
v
21 Compresor 45
22 Una etapa de alabes y aspas 46
23 Efecto Difusor 48
24 Difusores en el motor 51
25 Cámara de combustión 52
26 Distribución de aire en el combustor 53
27 Turbina del Generador de Gases 54
28 Rueda de la turbina del Generador de Gases 57
29 Turbina Libre 58
30 Ducto de Escape 59
31 Equipo para Inspección Boroscopica 66
32 Inspección Boroscopica 67
33 Identificación de Partes 69
34 Localización de Puertos 70
35 Localización de Puertos 71
36 Daño en los Alabes 81
37 Alabes del Rotor del Compresor 82
38 Puntas de Alabes con Doblones 82
39 Alabes del compresor, cubierta o unión media
entre alabes. 84
40 Combustor 90
41 Ensamble Sistema de Combustión 91
42 Domo del Combustor 92
43 Domo del Combustor (grietas en el plato y en el
la banda). 92
44 Domo del Combustor (quemaduras y perdida de
metal). 93
vi
45 Domo del Combustor (tubo de ignición o
encendido). 93
46 Domo del Combustor 94
47 Domo del Combustor (grietas internas y externas
conectadas). 95
48 Domo del Combustor (quemadura a través del
metal). 96
49 Boquilla del combustible 97
50 Boquillas de la Turbina de Alta Presión 106
51 Etapa 2. Boquillas de la Turbina de Alta Presión 107
52 Primera Etapa. Boquillas de la Turbina de Alta
Presión. 108
53 Alabes de la Turbina de Alta Presión 116
54 Cubierta Circunferencial compartida y Desgaste por
Fisura. 120
55 Alabes de la Turbina de Baja Presión 121
vii
GLOSARIO ACCESORIO Una unidad contenida en si misma,
montada en un ensamble grande,
diseñado para hacer un trabajo especifico.
ACTUADOR Un dispositivo contenido en sí mismo,
diseñado para entregar una fuerza
regulada o controlada en orden, para
poner algún otro dispositivo en acción.
ALABE Paleta de compresores y turbinas,
instaladas en el rotor, de la turbina de gas.
AMPLIFICADOR Aparato que aumenta la señal eléctrica,
en una relación dada, según el diseño del
mismo.
AIRE ATOMIZADO Es aire separado en muchos fragmentos
por alta presión. Esto es usado para
romper combustibles líquidos y los
prepara para la combustión en la turbina.
ASPA Paleta del compresor de la turbina de gas,
instalada en el estator.
viii
BOMBA CENTRÍFUGA Una bomba de desplazamiento no positivo
diseñada para usar un impeler encerrado
en una cubierta y se usa como medio
para trasladar un fluido de un lugar a otro.
BOMBA DE ENGRANAJES Una bomba de desplazamiento positivo,
consistente de un engranaje manejador y
un engranaje manejado, montados en
una carcasa adecuada. El fluido manejado
viaja del puerto de entrada, a través de
los engranajes y al puerto de salida.
CAJA DE ACCESORIOS Consiste de un arreglo de ejes
interconectados en una carcasa y provee
cojinetes de montaje para manejar varios
accesorios. La función de los engranajes
es manejar cada accesorio de la turbina
de gas a su propia velocidad o, para
conectar y desconectar la turbina de su
dispositivo de arranque.
CAVITACIÓN Erosión causada por la formación de
oxigeno dentro de una bomba. Ocurre
cuando la presión en cualquier punto del
flujo, cae por debajo de la presión de
vapor del fluido manejado. Esta ultima
presión varia con la temperatura.
ix
DIFUSOR Una sección diseñada para incrementar el
área del camino del flujo para convertir la
velocidad de dicho flujo en presión de
fluido estático.
CENTRÍFUGA Que tiene tendencia a alejarse del centro.
Todo cuerpo que gira alrededor de un
centro tiene tendencia a escaparse por la
tangente. La fuerza que el impeler en una
bomba proporciona, se le llama fuerza
centrifuga.
COMBUSTIÓN Acción y efecto de quemar. Conjunto de
los fenómenos que acompañan la
combinación de un cuerpo con el oxigeno.
COMBUSTOR O cámara de combustión, son los
componentes mecánicos del sistema de
combustión, en el cual es quemado el
combustible para incrementar la
temperatura del medio de trabajo.
ENERGÍA Facultad que tiene un cuerpo para
producir trabajo. Puede ser: cinética,
producido por una masa en movimiento y
mecánica, trabajo realizado por una
fuerza que actúa sobre una partícula.
x
ESTATOR Parte fija de una maquina rotativa.
EROSIÓN Desgaste gradual fuera del material
causado por el flujo de gases calientes o
partículas extrañas. Una superficie
erosionada podría aparecerse a una
superficie corroída.
ETAPA DE TURBINA Consiste de un conjunto de toberas
estacionarias (aspas) y un conjunto de
alabes de turbina montado sobre la rueda
de la turbina. El medio de trabajo se
expande a través de la tobera de la
turbina a una presión baja, alta velocidad,
liberando energía cinética por los alabes
rotativos de la turbina.
FUERZA Es el producto de la masa por la
aceleración de la misma.
GENERADOR ELÉCTRICO Consta de un circuito magnético, armadura
de campo DC, armadura de campo AC,
estator. El circuito magnético y devanado
de campo están arreglados para que,
cuando la máquina rote, el flujo magnético
encadenado del estator cambie
cíclicamente, induciendo un voltaje de AC
en el devanado del estator.
xi
Hz Hertz, unidad internacional de frecuencia
igual a un ciclo por segundo.
INDE Instituto Nacional de Electrificación.
INTERRUPTOR Aparato que sirve para interrumpir o
establecer una corriente eléctrica.
MOTOR SINCRONO Maquina que transforma potencia eléctrica
a potencia mecánica. La velocidad
promedio es proporcional a la frecuencia
del sistema a que esta conectado. Se
pueden usar para controlar el factor de
potencia usando la capabilidad de
potencia reactiva, ya que el factor de
potencia en adelanto del motor soporta el
voltaje de línea del motor y de otras
cargas conectadas.
mV Mili-voltios.
Mhz Un millón de Hz
PLANTA DE CARGA Planta de generación eléctrica diseñada
BASE para operar en forma continua.
xii
PLENUM Una cubierta en la cual el volumen de aire
contenido en la entrada, o gases de salida,
escape, es encaminado a\o de la, turbina
durante la operación.
POTENCIA Rapidez de cambio de energía.
PRESIÓN La fuerza que se ejerce por unidad de
área. Estática, lo ejercido por partículas
de aire comprimido sin movimiento. De
Velocidad, lo ejercido por partículas de
aire comprimido en movimiento.
PURGAR Limpiar el motor de combustible no
quemado, soplando aire comprimido por
determinado tiempo.
ROTOR Parte que gira en una maquina rotativa.
RPM Revoluciones por minuto.
TERMOCOPLA Un par de conductores disimilares con una
terminal al final de cada conductor
acoplados, un flujo de corriente
termoeléctrica fluye cuando el punto en
conexión es calentado y el final del
conductor opuesto esta conectado a un
circuito cerrado o de medición.
xiii
TORSIÓN Acción de torcer, dar vueltas a un cuerpo
por sus extremidades en sentido contrario.
TOBERA Apertura por donde se inyecta aire de
atomizado en un quemador.
VAR Unidad de medida de la potencia reactiva.
Vpp Voltaje de pico a pico.
xiv
RESUMEN La presente tesis se trata acerca de el mantenimiento en una
turbina de gas por medio de boroscopia, el mismo es una guía para el
mantenimiento en una turbina marca General Electric tipo LM-5000,
este es un ensayo no destructivo visual y tiene un alcance temporal
actual, además, la relación con la practica es aplicada y también, usa
el método bibliográfico y documentado.
Consta de tres capítulos, el primero explica la operación de la
turbina de gas con el objeto de reconocer fallas por operación y dar a
entender la operación de una turbina de combustible diesel.
Lográndose evitar paros no previstos y mantenimientos prolongados
por desconocimientos en la operación.
El segundo y tercer capítulo explica el trabajo del mantenimiento
preventivo por inspección boroscopica que se hace en la turbina y sus
partes, así como la solución para el tipo de falla descrito. Análisis
boroscópico significa inspeccionar toda la parte interna de la turbina
por medio de un lente o cámara diminuta flexible, sin tener que
desarmarlo, lo que disminuye el tiempo de diagnóstico de la falla y
recomienda su solución, este análisis se hace cuando la turbina no
está en funcionamiento. El presente análisis que explica cada una de
las fallas posibles y describe la acción recomendada a seguir, la
intención de lo anterior es hacer mas eficiente y eficaz el diagnostico
de la falla, así como el mantenimiento preventivo que se le da a la
turbina. Además, incluye la inspección en el generador de gases,
compresor de baja, compresor de alta, sección de combustión etc.
xv
OBJETIVOS General
Hacer un diagnostico y mantenimiento preventivo eficiente y eficaz
a turbinas de gas por medio de boroscopia. Con la finalidad de
diagnosticar, documentar y solucionar fallas, además proponer un
procedimiento de análisis boroscopico en una turbina. Como
también programar y ahorrar tiempo y dinero en mantenimiento
con las piezas necesarias. Además busca dar una aplicabilidad más
eficiente y eficaz al análisis por boroscopia.
Específicos
1. Evitar paros en operación, perdidas económicas y tener un
correcto funcionamiento. Diagnosticar las fallas mas
importantes que se dan en turbinas, y como evitarlas.
2. Busca que para pruebas posteriores minimicen el margen de
error y tiempo en el análisis.
3. Proporcionar ayuda al mantenimiento preventivo total de una
planta de generación. Por lo anterior el trabajo consiste en
encontrar una explicación racional de ciertos hechos observados
y que son los que motivan la investigación propuesta.
4. Dar a conocer un avance tecnológico de la ingeniería, aplicado
al análisis de turbinas de gas por medio de un ensayo no
destructivo.
xvi
INTRODUCCIÓN Una turbina de gas es una maquina rotativa simple que consiste
típicamente, de un compresor, una o mas cámaras de combustión
donde es quemado el combustible liquido o gaseoso, una turbina para
manejar el compresor y una turbina de potencia para manejar la
carga.
La característica más importante de una turbina de gas es su
simplicidad para operarla. Hay pocos instrumentos a ser monitoreados
y el controlador electrónico de combustible mantendrá el motor en
los puntos de ajuste deseados, y mantendrá la operación dentro de
los límites de temperatura y velocidad.
El boroscopio es la herramienta óptica de alta calidad que se
diseño para penetrar lugares donde el ojo no puede ir. Este es auto
iluminado, entrega una luz brillante y una imagen magnificada del
área inspeccionada en la pieza de observación. Incluso las
inspecciones más duras se harán rápidamente, no hay ninguna
interpretación necesaria.
Por consiguiente, la labor es reducida y el tiempo fuera de servicio
del equipo es reducido. Se hacen las inspecciones interiores sin la
necesidad de desmantelar el equipo. Se identifican problemas
potenciales antes de que ellos se vuelvan dolores de cabeza mayores.
Con las inspecciones del boroscopio se asegura el funcionamiento
apropiado de piezas internas.
xvii
Hallazgo temprano de corrosión crujidos, obstáculos, acumulación
de materiales y capas, antes de que ellos causen daño serio. Las
decisiones que conllevan grandes implicaciones en la eficiencia y
seguridad operativa a menudo confían en la medición de defectos y en
la vigilancia y el registro de datos de desgaste de los componentes,
en especial en las inspecciones de turbinas.
xviii
1. OPERACIÓN TURBINA – GENERADOR
1.1 INTRODUCCIÓN Una turbina de gas es una maquina rotativa simple que consiste
típicamente, de un compresor, una o mas cámaras de combustión
donde es quemado el combustible liquido o gaseoso, una turbina para
manejar el compresor y una turbina de potencia para manejar la
carga.
El principio de operación de una turbina de gas es conocido de
mucho tiempo atrás, de echo, una patente para una turbina de gas
fue emitida en 1971. Casi siempre, la pobre eficiencia del compresor y
la debilidad de los metales a altas temperaturas retrasaban el
desarrollo hasta que la demanda por aviones de alta velocidad forzó
las investigaciones en esta área. Hoy, las turbinas de gas no solo son
la principal fuente de poder para la propulsión de aviones, sino que
rápidamente están convirtiéndose en fuete importante de potencia de
propulsión de barcos, transmisión de gas y servicio pico eléctrico.
Las turbinas de gas usadas para aplicaciones industriales y
marinas caen dentro de dos tipos básicos, un tipo de solo un eje
donde el compresor, la turbina que maneja el compresor y la turbina
de potencia, están en el mismo eje y un tipo de turbina libre donde el
compresor y la turbina que mueven el compresor están en un eje (dos
ejes, para diseño de compresores divididos) y la turbina de potencia
rota independientemente sobre su eje.
1
1.2 TURBINA DE GAS BÁSICA Cuando se habla de una turbina de gas tipo turbina libre, la
palabra turbina de gas es considerada para aplicarla a una unidad
completa capaz de producir una potencia en el eje para manejar
cualquier maquina que se desee. Una turbina de gas consta de dos
partes fundamentales: (a) Un generador de gases de alta energía y (b)
Una turbina independiente mecánicamente, la cual usa los gases
producidos por el generador de dichos gases para desarrollar potencia
y girar un eje. (Fig. 1, Pág.2). La construcción fundamental de una
turbina de gas puede ser descrita por las partes mecánicas y partes
del sistema de control.
Figura 1. Turbina de Gas Tipo Turbina Libre
2
Figura 2. Turbina de Gas Compresor Doble
Un motor de doble compresor tiene dos turbinas. El compresor
de adelante esta montado en el mismo eje que la turbina de atrás.
Los dos compresores de un motor de compresor doble no están
conectados mecánicamente, pero están relacionados
aerodinámicamente. (Fig. 2, Pág. 3). En ambos diseños, el aire es
tomado por el frete, compresionado por las paletas del compresor y
entregado a la sección de los quemadores.
Todos los modelos de turbinas de gas emplean una cámara de
combustión de tipo anular de bote, con un número de quemadores
separados. Dos de los quemadores están provistos con encendedores
de chispas, los cuales son puestos únicamente para el arranque. El
combustible es mezclado con una porción de aire que pasa a través
de los botes y es quemado.
3
Después de dejar los quemadores, los gases calientes
pasan a través de las turbinas del generador de gases; en los cuales
extraen potencia para manejar el sistema de compresores. Después
de descargar los gases de las turbinas del generador de gases, estos
pasan a través de un ducto de conexión a la turbina libre a la parte de
atrás del motor. La turbina libre no esta conectada al generador de
gases en ninguna forma, excepto a través del ducto externo. La
turbina libre convierte la energía cinética del generador de gases en
energía mecánica, en forma de potencia en el eje para manejar
bombas, compresores, generadores eléctricos, propelas de barco o
cualquier otro mecanismo deseado. Después de pasar a través de la
turbina libre, donde su velocidad es decrementada y mucha de su
energía gastada, los gases de escape son conducidos a través de un
doctor al exterior.
1.3 SÍMBOLOS Y DEFINICIONES
Como muchos campos especializados, los motores de turbinas
de gas tienen lenguaje propio. Las principales cantidades empleadas
en el estudio de motores de turbinas de gas son, la temperatura y
presión del flujo aire/gas a través del motor y las velocidades del
rotor. Debido a que la turbina de gas es esencialmente un tubo largo
dividido e secciones definidas por los compresores, quemadores y
turbinas, es necesario localizar el punto de medida por números. Ej. :
Ambiente es el aire exterior, estación 1, es la entrada de aire al motor:
estación 2, es la entrada al compresor de baja, etc. (Fig. 3, Pág. 5).
4
Figura 3. Motor del Compresor Doble, Designación de Estaciones
Estaciones:
1. Difusor de entrada y ducto
2. Compresor de baja presión
3. Compresor de alta presión
4. Quemadores
5. Turbina de alta presión
6. Turbina de baja presión
7. Descarga de la turbina del generador de gases
8. Entrada a la turbina libre
9. Turbina libre
10. Descarga de la turbina libre
11. Ducto de descarga de gases de la turbina libre
5
A continuación se presentan los símbolos y letras usados
frecuentemente para identificar las partes de un motor de turbina de
gas, ya que, listar todos solo podría causar confusión.
1.3.1. FLUJO DE COMBUSTIBLE
Wf. - Flujo de combustible del generador de gases para combustible
Liquido (lb/hr).
H.r. – Razón de calor como BTU por caballos de fuerza por hora o
BTU por kilowatt por hora.
1.3.2. MOTOR DE COMPRESOR
N1 -Velocidad del compresor de baja presión del generador de
gases (rpm).
N2 -Velocidad del compresor de alta presión del generador de gases
(rpm).
N3 -Velocidad de la turbina libre (rpm).
Pt2 -Presión total a la entrada del compresor de baja presión (psia).
Ps3 -Presión estática a la descarga del compresor de baja presión
(Psig).
Ps4 -Presión estática a la descarga del compresor de alta presión
(Psig).
Pt7 -Presión total a la descarga de la turbina de baja presión (Psia o
Psig).
Ps10 -Presión estática a la descarga de la turbina libre (ducto de
gases de escape, psia).
6
Tt1 -Temperatura total del aire de entrada, en el ducto de entrada
(˚F).
Tt2 -Temperatura total a la entrada del compresor de baja presión
(˚F).
Tt7 -Temperatura total a la descarga de la turbina de baja presión
(˚F).
Tt9 -Temperatura total a la descarga de la turbina libre (˚F).
1.4 APLICACIONES
Las turbinas de gas tienen mucha demanda en instalaciones de
diferente tipo, ya sean marinas aéreo derivativas o industriales. A
continuación se presentan las principales aplicaciones.
1.4.1 SERVICIOS ELÉCTRICOS
En el servicio eléctrico que se usa la turbina de gas para
manejar generadores eléctricos en aplicaciones necesarias para cubrir
la demanda en la hora pico. Debido al efecto que la demanda de
potencia eléctrica normalmente se incrementa a un pico durante
ciertas horas del día y decrementa en la mayor parte de el, resulta
mas económico emplear unidades generadoras con turbinas de gas
para enfrentar los intervalos de una o mas horas de la demanda de
carga pico, que construir una planta de carga base nueva o usar
plantas antiguas, con menos eficiencia. Debido a su capacidad de
arranque rápido, las turbinas de gas son usadas también como
reserva de potencia para hacerlas funcionar durante demandas
imprevistas o perdida de todo el sistema eléctrico.
7
1.4.2 TRANSMISION DE GAS
Turbinas de gas manejando compresores son usadas en muchas
líneas de transmisión de gas natural como estaciones de bombeo.
Estas se manejan en moderados niveles de potencia para poder
usarlas continuamente. Su uso es de operación remota para poder
manejar desde una sala de control varias estaciones de bombeo
lejanas.
1.4.3 APLICACIÓN MARINA
La propulsión por turbinas de gas es usada en barcos navales,
costeros y comerciales. Usualmente, los barcos navales y de guarda
costeras están equipados con turbinas de gas grandes para carreras
cortas a altas velocidades y turbinas de diesel pequeñas, para
navegar. Los barcos comerciales usan dos turbinas de gas operando a
moderada potencia como una sola unidad de propulsión.
1.5 OPERACIÓN FUNDAMENTAL
La turbina LM-5000 consta de un generador de gases y tres
etapas de turbina. El motor se refiere como turbina de gas de dos
ejes, significando que el eje del generador del gas funciona por
separado del eje de la turbina de la energía. Dentro del generador de
gas del LM 5000 operan dos ejes independientemente, más bien que
solamente uno. Éstos son el eje del compresor y de la turbina de la
presión baja, y el eje de alta presión del compresor y de la turbina.
Este arreglo se refiere como generador dual del gas del carrete.
8
Estos ejes se utilizan solamente para clasificar la presión baja y
el compresor de alta presión de modo que saquen el aire dentro del
generador del gas para la calefacción y la extensión por la combustión
interna del combustible dentro del combustor. Mientras que el gas de
combustión caliente existente en el combustor va hacia la turbina de
tres fases y de la energía, estos gases en las turbinas de presión de
alta y baja causa que roten, los compresores de alta y baja presión.
Aproximadamente el 65 por ciento de la energía desarrollada
por el combustor es consumida por las turbinas de presión de alta
presión y baja. Solamente el 35 por ciento sobrante es para el uso de
las tres etapas de la turbina para operación del generador eléctrico. El
eje que conecta el compresor de la presión baja y la turbina de
presión baja pasa a través del centro del eje de rotor de alta presión.
Estos dos ejes funcionan a diversas velocidades. Para entender
completamente como una turbina opera es necesario revisar el
principio de operación del generador de gases. La figura (Fig. 4, Pag.
10) muestra un globo lleno con aire y la boquilla atada con una
cuerda. La presión ejercida por el aire dentro del globo es igual a la
dirección. Cuando la cuerda es soltada en la figura (Fig. 5, Pág.11) el
aire sale de la boquilla del globo con presión atmosférica y el globo
viaja en dirección opuesta al aire que sale. El viaje del globo es
causado por dos leyes físicas de la naturaleza.
A. Para cada acción existe una reacción y es igual a la fuerza
y directamente opuesta en dirección. (Tercera Ley de Newton para el
movimiento).
9
B. Fuerza = Masa X Aceleración (Segunda Ley de Newton
para el movimiento).
En este ejemplo, el aire que sale de la boquilla del globo, es
acelerado de cero y aumentando su velocidad. Puesto que el espacio
ocupado por el aire tiene peso y masa. La fuerza total de aire
escapado (la acción) puede ser calculada usando la formula F = M X A.
La reacción empuja en la pared delantera del globo, directamente
contrario a la boquilla, haciendo el globo viajar en una dirección
directamente contrario a la dirección del aire saliente de la boquilla.
El viaje del globo en la ilustración estuvo limitado por la
cantidad de aire contenido dentro del globo y el tiempo requerido para
que el aire saliera del mismo. El viaje del globo puede extenderse si
se hacen algunos arreglos para reemplazar el aire del globo antes que
se termine.
Figura 4. Globo cerrado
10
Figura 5. Globo abierto
Esto se logra en la figura (Fig. 6, Pág. 12) y resulta en la
propulsión del patín, alargando el aire suplido al globo. La figura
muestra (Fig. 7, Pág. 12) el uso de un ventilador eléctrico acoplado al
mismo globo de la figura 6.
La distancia de viaje del patín es limitada por el largo del cordón
eléctrico del ventilador, y por esta razón esta aplicación es más
limitada, que la del perro con la bomba de aire. En la figura (Fig. 8,
Pág. 13) se muestra una mejora en el globo de juguete, y es el
suministro de combustible por dentro para una combustión con
resultados en calentamiento y expansión del aire.
11
Figura 6. Propulsión del patín.
Figura 7. Propulsión del patín por ventilador.
12
Figura 8. Propulsión del patín por combustión.
El aire de la extensión en la zona de combustión causa que el
aire se acelere más rápidamente a través de la boquilla.
De este ejemplo la fuerza total del globo aumenta porque la
parte de la aceleración de la ecuación de la fuerza se ha aumentado.
(Fuerza = Masa X Aceleración). La fuerza puede ser cambia
modificando el peso o la masa como en este ejemplo cambiando la
aceleración de la masa. La fuerza puede ser cambiada si el peso del
aire cambia. Como un ejemplo si la temperatura de salida del aire es
reducida de 80˚F a 40˚F cada pie cúbico de aire debería pesar más.
El resultado seria incrementar la fuerza debido a incrementar la masa.
Otra forma de cambiar el peso de el aire seria introduciendo
más aire dentro del globo.
13
Esto incrementaría la presión y cada pie cúbico de aire pesaría
mas porque esta mas comprimido. La figura (Fig. 9, Pág.14)
representa el elemento básico de un generador de gases simple. El
ventilador eléctrico (compresor) ya no es usado porque se prefiere
una rueda de turbina que esté situada entre la zona de combustión y
la boquilla de extracción.
Figura 9. Generador de Gases Simple.
14
Como la combustión de los gases calientes se aceleran a través
de la rueda de turbina, esta convierte algo de la energía de los gases
en energía mecánica que hacer rotar el compresor. Este giro introduce
más aire dentro del generador de gases para calentamiento y
expansión, completando un ciclo que hace al generador autosuficiente
de otros servicios excepto de la alimentación de combustible.
Aproximadamente el 65 por ciento de el total de la energía
desarrollada dentro del combustor es consumida por la rueda de
turbina para manejar el compresor de gases. Solamente el 35 por
ciento es extracción del generador de gases para manejar el eje de la
turbina, que esta mecánicamente conectado al generador eléctrico.
Mientras que el flujo de combustible se aumenta al generador de gas,
esto causa más calor y expansión del aire y por lo tanto incrementa la
aceleración de gases calientes de la boquilla.
Esto resulta en mas fuerza de gases calientes entregados a la
turbina de poder (Fuerza = Masa X Aceleración). La velocidad de los
gases en el eje del generador de gases se incrementa como resultado
de más aire caliente, pero esto no tiene nada que hacer con la fuerza
del gas caliente disponible para la turbina de poder. El incremento en
la velocidad del generador de gases es necesario solamente porque el
compresor debe girar rápidamente para sacar en grandes volúmenes
de aire y mantener altas velocidades de gas caliente de extracción a
través de la boquilla. Si esto no fuera hecho el generador de gases
funcionaría hacia fuera.
15
La figura (Fig. 10, Pág.16) representa un generador de gases
dual. Este arreglo tiene dos compresores separador que rotan
independientemente cada uno.
Un generador de gases dual típicamente desarrolla mas fuerza
en la salida de la boquilla, que un generador de gases simple. Esto es
porque dos compresores sacan mucho más aire que uno solo. Mas
aire significa mas masa (Fuerza = Masa X Aceleración).
Figura 10. Generador de Gases Dual.
16
1.6 DETALLES DE CONSTRUCCIÓN / OPERACIÓN. EL GENERADOR DE GASES
El arreglo físico del rotor del compresor de baja presión y el
rotor del compresor de alta presión se muestra en la Figura (Fig. 11,
Pág. 18).
El compresor de baja presión tiene cinco etapas de alabes, y el
compresor compresor de alta presión tiene catorce etapas. El
compresor de baja presión esta conectado a la turbina de baja presión
por un eje que pasa a través de el centro del compresor de alta
presión / ensamble del rotor de la turbina.
Los dos ejes operan a diferentes velocidades. El arranque del
generador de gas se lleva a cabo energizando un arrancador
hidráulico montado en la caja de engranajes de accesorios.
Esto causa que el rotor de alta presión gire a 1200 RPM en
modo de baja velocidad. El aire es sacado a través de la maquina por
un periodo predeterminado de tiempo para purgar los gases del
generador, turbina de poder, y ducto de salida de gases y algún
residuo de combustible que pudiera estar presente. El arrancador
hidráulico es seleccionado automáticamente para incrementar el modo
de la velocidad.
17
Figura 11. General Electric LM5000 – Generador de Gases
18
En el modo de alta velocidad el arrancador es capaz de mover el
rotor de alta presión hasta aproximadamente 2500 RPM. Durante un
arranque normal, la ignición del combustible se introduce en el
combustor cuando el rotor de alta presión alcanza 1700 RPM. El
resultado de la combustión de gases calientes fluye a través de la
rueda de turbina de alta y baja presión y causa que se acelere la
velocidad el rotor de alta y baja presión. Después de encendida la luz
de combustible, este es cuidadosamente medido dentro del combustor
para continuar el proceso de aceleración.
Cuando el rotor de alta presión alcanza 4700 RPM el arrancador
hidráulico y los encendedores de combustible son desenergisados y
los rotores de alta y baja presión continúan acelerados debido al
combustible programado solamente. El arranque es el que mayor
contribuye al proceso de aceleración entre la luz apagado del motor y
la aceleración a 4700 RPM de velocidad del rotor de alta presión.
La ilustración (Fig. 12, Pág. 21) representa el esquema del
gobernador de combustible básico del generador de gases LM 5000.
La luz inicial a 1700 RPM (rotor alta presión) es. La luz inicial de
apagado en 1700 RPM es lograda energizando las dos válvulas
apagadas del combustible demostradas. En este tiempo la válvula de
medición de combustible está en posición del flujo y una cantidad de
combustible pequeña pasa a través de las treinta boquillas de
combustible y se enciende dentro del combustor. Exitosamente es
detectada la señal por once termocoplas (T54), localizadas en las
trayectorias de los gases calientes entre las ruedas de turbina de alta
y baja presión.
19
Cuando T54 excede la temperatura de 400°F el control
gobernador de combustible empieza lentamente a abrir la válvula
medidora de combustible sumando más combustible al combustor el
cual causa que el rotor de alta y baja presión se aceleren. El
gobernador continua la rampa de aceleración de la válvula medidora
de combustible hasta que el rotor de alta presión alcanza
aproximadamente 7000 RPM, la cual es la velocidad ideal del
generador de gases. La velocidad del rotor de alta presión es censada
por el censor montado en la caja de engranajes (XN25).
Cuando el generador de gases alcanza la velocidad ideal el
gobernador de combustible empieza a controlarla. Como un ejemplo
el gobernador empezara automáticamente a incrementar el flujo de
combustible si por alguna razón la velocidad del rotor de alta presión
disminuye.
A la velocidad ideal (aproximadamente 7000 RPM del rotor de
alta presión), el rotor de baja presión esta girando aproximadamente
a 2000 RPM y los gases calientes de salida del generador de gases
causan que tres etapas de la turbina de poder y el generador eléctrico
giren a una velocidad aproximada de 2500 RPM.
El generador de gases opera a velocidad ideal por
aproximadamente 5 minutos para calentar la maquina. Al final de este
periodo de calentamiento el gobernador automáticamente incrementa
el combustible en la válvula medidora y agrega mas combustible
hasta que la turbina alcanza 3600 RPM.
20
Figura 12. Gobernador Básico de Combustible.
21
El sincronizador automático manipula el gobernador para
alcanzar la sincronización del generador eléctrico a la utilidad eléctrica
del sistema de distribución. El gobernador del compresor de alta
descarga presión en orden para proteger el generador de gases de las
paradas del motor debido al excedente que aprovisiona de
combustible durante la aceleración. La descarga de presión se
compara a la señal de la demanda del combustible y reduce la señal
a la válvula de medición de combustible si la cantidad de combustible
exigida trastornaría la relación entre la presión de la descarga del
compresor y la presión del combustor.
La velocidad del rotor de baja presión es censada por el (XN2)
cuál se monta encendido y se extiende a través de la caja de los
compresores. La señal es usada para verificar la protección de
rotación y sobre velocidad. Esta no es usada para gobernar el
combustible. La temperatura de descarga del rotor de alta presión es
monitoreada por dos censores de temperatura el T25 y T3
respectivamente.
1.7 CUARTO DE CONTROL
La casa de control local esta situada a unos cuantos metros de
la turbina de gas. El sistema de control de la turbina es designado
como un sistema positivo de la retroalimentación de la secuencia
forzada. Su propósito es controlar, supervisar y proteger la turbina de
gas y el generador eléctrico.
22
Las funciones básicas de los controles son el ordenar
automáticamente la tarea del arranque y de la parada, además
comanda y controla la inyección del combustible / vapor, la excitación
del generador y protección total del generador de la turbina de gas. El
sistema de control se automatiza completamente, requiriendo la
acción muy pequeña del operador cuando un comienzo se ha iniciado.
Como ejemplo; una iniciación del comienzo en el modo automático:
- Arranque todos los controles auxiliares del generador de la
turbina de gas y verifique su operación.
- Cuando la luz se apague gire la manivela y acelere el
generador del gas y la turbina para alcanzar la velocidad síncrona del
generador eléctrico.
- Sincronice automáticamente el generador a la salida. Para
aumentar la carga eléctrica el operador simplemente el gira el
interruptor del control del gobernador. Esto programara más
combustible en el generador del gas, dando por resultado un aumento
en la salida de megavatios.
1.8 SISTEMA DE PUESTA EN MARCHA – ARRANQUE
Chequeo previo al arranque:
1. Revisar la alineación del sistema de aire.
2. Poner en servicio el compresor de aire y en servicio los
secadores una vez que la presión de el aire este en 80 psi.
23
3. Resetear en el panel de alarmas el arrancador hidráulico y revisar
la alineación del sistema de lubricación de el arrancador hidráulico.
4. Interruptor local del arrancador hidráulico en auto.
5. Revisar la alineación del sistema de combustible.
6. Revisar la alineación del sistema de lubricación del generador y la
turbina.
7. Inspeccionar visualmente la turbina y el generador.
8. Cerrar las puertas de los compartimentos de la turbina y el
generador eléctrico.
9. Poner el interruptor de enfriamiento en posición manual.
10. Poner en automático los ventiladores de enfriamiento del aceite
de la turbina y el generador.
11. Poner en automático los ventiladores de ventilación de la turbina y
el generador.
12. Poner en automático la bomba AC de lubricación del generador
eléctrico en el cuarto de control.
13. Poner en servicio el sistema de protección de fuego.
14. Revisar todos los relays en el cuarto de control al observarlos si
cualquiera muestra banderas resetearlos.
ARRANQUE DEL CICLO:
1. Resetear alarmas y disparos en el monitor del cuarto de control,
con F-10.
2. Resetear sensores de fallas, con F-9.
3. Unidad lista para arrancar mostrado en el monitor.
4. Interruptor de control de la turbina en posición de arranque.
24
5. Iniciación de el arranque.
6. Verificar que la presión de lubricación del generador eléctrico en la
bomba AC sea mayor o igual a 30 psi, en monitor Pt 5026.
7. Colocar la bomba de combustible B en manual.
8. Parámetros en el monitor del panel de la turbina.
a. Sistema de combustible activado (XN 2.5) a 1700 RPM,
temperatura (T44) debe estar en 400 °F, en 30 segundos.
b. Purga de caldera (XN 2.5) a 2400 RPM por 2 minutos.
c. Al acelerar a 7100 RPM se apagara la luz del XN 2.5
9. Parámetros en el monitor del panel de la turbina.
a. Ciclo de calentamiento 7100 RPM (XN 2.5) por 5 minutos.
b. Acelerando en vació para sincronizar a 8100 RPM (XN 2.5) y
3600 RPM (XNPT).
c. Unidad lista para sincronizar.
10. Realización del cierre del breaker.
a. Interruptor de excitación del generador en posición de
encendido.
b. Verificar las fases de la línea y el generador a 60 Hz.
c. El interruptor del sincronoscopio en auto.
d. El sincronoscopio debe girar en dirección de las agujas del
reloj y cerrar el interruptor cuando llegue a las 12.
e. Verificar la luz roja de control de cierre del breaker del
generador.
f. Interruptor del sincronoscopio en posición de apagado.
g. Use el generador de carga a 2 MW en la unidad.
11. Subir la unidad y llegarla a 5 MW en un tiempo y esperar que la
unidad se estabilice por 2-4 minutos, luego continué hasta llevar
la unidad a carga base 20 MW.
25
RE-ARRANQUE DEL CICLO:
1. Resetear alarmas y disparos en el monitor del cuarto de control,
con F-10.
2. Resetear sensores de fallas, con F-9.
3. Unidad lista para arrancar mostrado en el monitor.
4. Interruptor de control de la turbina en posición de arranque.
5. Iniciación del re-arranque.
6. Verificar que la presión de lubricación del generador eléctrico en la
bomba AC sea mayor o igual a 30 psi, en monitor Pt 5026.
7. Parámetros en el monitor del panel de la turbina.
a. Sistema de combustible activado (XN 2.5) a 1700 RPM,
temperatura (T44) debe estar en 400 °F, en 30 segundos.
b. Purga de caldera (XN 2.5) a 2400 RPM por 2 minutos.
c. Al acelerar a 7100 RPM se apagara la luz del XN 2.5
8. Parámetros en el monitor del panel de la turbina.
d. Ciclo de calentamiento 7100 RPM (XN 2.5) por 5 minutos.
e. Acelerando en vació para sincronizar a 8100 RPM (XN 2.5)
y 3600 RPM (XNPT).
f. Unidad lista para sincronizar.
9. Realización del cierre del breaker.
a. Interruptor de excitación del generador en posición de
encendido.
b. Verificar las fases de la línea y el generador a 60 Hz.
c. El interruptor del sincronoscopio en auto.
d. El sincronoscopio debe girar en dirección de las agujas del
reloj y cerrar el interruptor cuando llegue a las 12.
26
e. Verificar la luz roja de control de cierre del breaker del
generador.
f. Interruptor del sincronoscopio en posición de apagado.
g. Use el generador de carga a 2 MW en la unidad.
10. Subir la unidad y llegarla a 5 MW en un tiempo y esperar que la
unidad se estabilice por 2-4 minutos, luego continué hasta llevar
la unidad a carga base 20 MW.
1.9 PROCESO DE PARADA NORMAL
1. Notifica central de EEGSA sacar la unidad.
2. Bajar 5 MW cada minuto.
3. Cuando quedan 5 MW iniciar el paro de la turbina, inicia el ciclo de
enfriamiento. No resetear porque iniciara proceso de re-arranque.
4. Colocar el interruptor del voltaje regulador en apagado. La
velocidad llega 7000 RPM por 5 minutos.
5. El breaker se abrirá y la unidad estará en enfriamiento por 16
minutos.
6. Apagar los ventiladores de la turbina y el generador, esto 25
segundos después de iniciar el enfriamiento.
7. Apagar la bomba de combustible.
8. Cuando el enfriamiento termina apagar el sistema de protección
por fuego y el compresor de aire.
27
1.10 DISPAROS DE EMERGENCIA
El sistema de disparo de la turbina esta dividido dentro de dos
sistemas: el de disparo del generador de gases y el de disparo del
generador eléctrico.
1.10.1 SISTEMA DE DISPARO DEL GENERADOR DE GASES
El sistema consiste de reles de rápida acción que cerraran la
válvula de cierre de combustible, cuando alcance el generador de
gases cualquier condición que es potencialmente peligrosa, tal como:
baja presión de aceite de lubricación, alta vibración, etc. El disparo
también actúa por secuencia incompleta. El disparo de secuencia
incompleta ocurre cuando el generador de gases falla para alcanzar
ciertas velocidades en un intervalo de tiempo específico, indicando
combustible insuficiente, mal funcionamiento del equipo, etc. A
continuación los procedimientos de disparo a carga completa:
BLOQUEO Y ENFRIAMIENTO:
La unidad bota carga y entra en el bloqueo y enfriamiento
(corre a 7000 RPM por 5 minutos). Esto da al operador una
oportunidad para aliviar la condición de disparo, si es posible. Si la
condición es esclarecida, dentro de estos 5 minutos la maquina puede
ser reseteada manualmente y volverá a carga completa. Si el
problema no es aclarado, la válvula de entrada de combustible cerrara
y la maquina ira a rodar por inercia y empezara su enfriamiento.
28
La maquina será re-arrancada a cualquier hora, después que el
problema sea resuelto.
PARO RÁPIDO Y BLOQUEO:
Disparo inmediato, la válvula de combustible cierra y la
maquina gira por inercia. La maquina será re-arrancada solo después
que el problema es resuelto o después de transcurrido un tiempo
dado para asegurarse un conveniente paro por bloqueo de
aproximadamente 4 horas. Si el problema no es resuelto rápido, el
operador debe esperar hasta que el bloqueo y enfriamiento es
terminado. Esto se considera un disparo crítico y no tiene un ciclo de
enfriamiento.
BAJA A MÍNIMA CARGA:
La maquina bota la carga a 4 – 6 MW por 3 minutos para
permitir establecer el problema. Si el problema no es esclarecido,
bota la carga y comienza un bloqueo y enfriamiento (7000 RPM por 5
minutos). Esto da al operador otra oportunidad para limpiar el
problema. Si es esclarecido, la unidad puede ser reseteada
manualmente y volver a tomar su máxima carga. Si el problema no es
esclarecido en este tiempo (5 minutos), la válvula de entrada de
combustible cerrara y la maquina girara por inercia y comenzara un
enfriamiento. La maquina puede ser re-arrancada a cualquier tiempo
después que el problema ha sido resuelto.
29
PARO RÁPIDO CON MOTOR:
Al dispararse la unidad, cierra la válvula de entrada de
combustible y gira por inercia. Como la velocidad del Generador de
Gases decrece a menos de 2000 RPM, el enfriamiento el enganchado
esto por 25 minutos. Esta puede ser reseteada manualmente y re-
arrancada a cualquier hora mientras los sensores de temperatura
(T44) estén abajo de 400 °F y el problema es esclarecido. Si el
problema no es esclarecido, la unidad girara por inercia después de
los 25 minutos de enfriamiento y será re-arrancada a cualquier
tiempo después de que el problema sea esclarecido.
1.10.2 SISTEMA DE DISPARO DEL GENERADOR ELÉCTRICO
Funciona de la misma manera que el del motor, solo que para
condiciones del generador eléctrico. Ej.: perdida de excitación, alta
temperatura en el estator, etc.
1.11 SISTEMA DE PROTECCIÓN DE FUEGO
La turbina esta protegida contra peligros por incendio con un
sistema de detección y protección de gases combustibles y fuego. El
sistema consiste de elementos sensores localizados dentro del cuarto
de la turbina y el generador eléctrico, un sistema de supervisión en el
panel de control de la turbina de gas y un sistema que lo extingue
por medio del gas alón 1301.
30
DETECCIÓN DE GAS COMBUSTIBLE
El gas combustible es detectado por sensores. Si estos sensores
detectan una concentración explosiva del límite de 20 por ciento más
bajo del gas combustible, el sistema de supervisión iniciará una
alarma y el control energizará automáticamente los ventiladores de
ventilación del aire del recinto de la turbina y del recinto del
generador, para ventilar el gas del recinto a la atmósfera.
Figura 13. Sistema de Detección de Gas y Fuego.
31
En el acontecimiento de una detección explosiva de 60 por
ciento más baja del límite el sistema de control también energizará
los ventiladores de ventilación espera del recinto, y parada el
generador de la turbina de gas. Los ventiladores continuarán
funcionando hasta el reajuste del es del monitor de la protección
contra los incendios y la parada o la indicación de alarmar es
despejada por el operador. Un alarmar que ocurre en 20 por ciento
del límite explosivo más bajo está indicando realmente una
concentración del gas de 1 por ciento. Los 60 por ciento de la parada
explosiva más baja del límite se relacionan con una concentración de
3 por ciento.
SISTEMA DE EXTINGUIDO:
El sistema de extinguido por gas halon 1301 consiste en dos
botellas del almacenaje, válvulas de lanzadera, tuberías de
distribución e inyectores de aerosol mandados por solenoide eléctricos.
Los interruptores de presión supervisan las botellas del halon para la
presión baja y proporcionan una alarma en la presión en cualquier
botella que este abajo de 185 PSI. Si ambas botellas están abajo de
185 PSI se inicia una parada de la unidad. En el evento de un fuego,
el sistema de supervisión cierra inmediatamente abajo del generador
de la turbina de gas, los ventiladores de ventilación del recinto, se
enciende una alarma auditiva y lumínica giratoria al personal. El
sistema de supervisión da un plazo de 10 segundos para la operación
de los ventiladores del respiradero y después lanza el Halon de la
botella del almacenaje primario.
32
El Halon presuriza el sistema y lanza los cierres neumáticos del
pistón, haciendo los apagadores del fuego de la ventilación del recinto
cerrarse mientras que el Halon fluye en ambos recintos. Los
apagadores del fuego se cierran por un arreglo cargado de la palanca,
estos deben ser abiertos de nuevo y reajustado por el operador una
vez que hayan estado cerrados.
Figura 14. Sistema de Ventilación y Extinguido.
33
1.12 SISTEMA DE LAVADO
El sistema de turbina esta equipado con dos diferentes sistemas
de lavado y son:
SISTEMA DE LAVADO POR COMPRESOR
Este sistema es del tipo convencional y requiere que la unidad
no este en operación. El tanque de agua de lavado está situado
dentro de la red de las vigas principales de la turbina de gas. Cuando
se desea el sistema de lavado, es necesario permitir el enfriamiento
de la unidad hasta una temperatura menor de 200 °F. El interruptor
del selector de modo de la turbina se pone en "posición de lavado" en
el panel de control de la turbina de gas.
SISTEMA DE LAVADO EN LÍNEA
El sistema de lavado en línea esta provisto como una parte de
la turbina y sirve como herramienta de mantenimiento para la
limpieza de los compresores axiales de la turbina. Los compresores
de la turbina resultan sucios e ineficientes como resultado de la
operación normal de la turbina. La frecuencia de limpieza del
compresor depende de: la limpieza del aire, eficacia de la filtración de
la entrada de aire, condiciones de carga y horas de funcionamiento.
34
2. PARTES A INSPECCIONAR DEL MOTOR DE
TURBINA
2.1 INTRODUCCIÓN
La característica más importante de una turbina de gas es su
simplicidad para operarla. Hay pocos instrumentos a ser monitoreados
y el controlador electrónico de combustible mantendrá el motor en
los puntos de ajuste deseados, y mantendrá la operación dentro de
los límites de temperatura y velocidad.
Las turbinas de gas usadas para aplicaciones industriales y
marinas caen dentro de dos tipos básicos, un tipo de solo un eje
donde el compresor, la turbina que maneja el compresor y la turbina
de potencia, están en el mismo eje y un tipo de turbina libre donde el
compresor y la turbina que mueven el compresor están en un eje (dos
ejes, para diseño de compresores divididos) y la turbina de potencia
rota independientemente sobre su eje.
2.2 FUNDAMENTOS DE GENERACIÓN ELÉCTRICA
Un campo magnético giratorio puede producir un sistema trifásico
de voltajes en las bobinas de un estator (Fig.15 Pág. 36). Si alrededor
del rotor (campo magnético giratorio) se colocan tres bobinas cada
una de Nc espiras, en cada una de ellas se inducirá un voltaje de la
misma magnitud pero desfasados 120° entre si.
35
Figura 15. Campo Magnético Giratorio en el interior de una Bobina.
El generador eléctrico acoplado a la turbina LM-5000 es del tipo
sincrono, utilizado para convertir potencia mecánica en eléctrica c.a.
El generador sincrono debe alimentarse el devanado del rotor con
corriente continua, la cual produce un campo magnético giratorio
dentro del generador el cual, a su vez, induce un sistema trifásico de
voltajes en los arrollamientos del estator. Esencialmente, el rotor del
generador sincrono es un gran electroimán. Constructivamente, los
polos magnéticos del rotor pueden ser salientes o no salientes.
El término saliente significa “protuberante” y un polo saliente es
un polo magnético que sobresale de la superficie del rotor.
36
De otra parte, un polo no saliente es un polo magnético
construido a ras con la superficie del rotor. Como el rotor esta sujeto
a campos magnéticos variables, debe construirse con laminaciones
para reducir las perdidas por corrientes parasitas (Fig. 16 Pág. 37).
Figura 16. Rotor de Polos Salientes de una Maquina Sincrona
Debe suministrarse alimentación de CC al circuito decampo del
rotor. Como el rotor esta en movimiento, es necesario adoptar
construcciones especiales con el fin de suministrar energía al campo.
Las dos soluciones más comunes son:
a. Suministrar la energía de CC al rotor desde una fuente externa
por medio de anillos rozantes y escobillas.
b. Proveer la energía de CC por medio de una fuente especial
montada directamente sobre el eje del generador sincrónico.
37
Los anillos rozantes son aros metálicos que rodean el eje de la
maquina, pero aislados del mismo eje. Cada extremo del
arrollamiento del rotor esta conectado a un anillo y sobre cada anillo
hace contacto una escobilla. Si a las escobillas se conectan los
terminales positivo y negativo de la fuente, en todo momento quedara
aplicado el mismo voltaje al arrollamiento de campo, sin importar la
posición angular ni la velocidad del rotor.
La combinación de anillos rozantes y escobillas causa algún
problema en las maquinas sincrónicas debido a que aumentan la
exigencia de mantenimiento de la maquina por la periodicidad con
que debe revisarse el estado de desgaste. Adicionalmente, la caída de
voltaje en las escobillas puede ser causa de considerables perdidas de
potencia en maquinas con alta corriente de campo. A pesar de estos
problemas, en todas las maquinas sincrónicas pequeñas se emplean
los anillos rozantes con escobillas debido a que es el método funcional
menos costoso de suministrar la corriente del campo. En grandes
generadores, se emplean excitatrices sin escobillas para suministrar la
corriente del campo de la maquina. La excitatriz sin escobillas es un
pequeño generador de c.a, con su circuito de campo montado en el
estator y con la armadura montada sobre el eje del rotor. La tensión
trifásica de la excitatriz es rectificada a tensión continua por medio de
un circuito rectificador, montado también sobre el eje del generador,
e inyectada directamente a su circuito de campo. Mediante el control
de la corriente de campo de la excitatriz (localizado en el estator), se
consigue ajustar la corriente campo de la maquina principal sin la
utilización de anillos ni de escobillas.
38
Para lograr que la excitación del generador sea completamente
independiente de cualquier fuente de energía exterior, el sistema
incluye generalmente una pequeña excitatriz piloto, consistente en un
generador de c.a con imanes permanentes montados sobre el eje del
rotor y con el devanado trifásico en el estator. Su finalidad es
suministrar la energía del campo de la excitatriz la cual, a su vez,
alimenta el circuito de campo de la maquina principal. En
consecuencia, si sobre el eje del generador se incluye la excitatriz
piloto, no se necesita proveer fuente eléctrica externa para operar
dicho generador (Fig. 17 Pág. 39). Muchos generadores sincrónicos
dotados de excitatrices sin escobillas también traen anillos rozantes y
escobillas, con el propósito de proveer una fuente auxiliar de CC en
casos de emergencia.
Figura 17. Esquema de una Excitación sin Escobillas Dotada de Excitatriz Piloto.
39
El generador sincrónico se construye con bobinas premoldeadas
conformando un arrollamiento de dos capas distribuido y acordado
con el fin de reducir el contenido de armónicos del voltaje y de la
corriente suministrados. La Figura 18, presenta el diagrama en corte
del generador eléctrico con rotor de ocho polos, estator con devanado
distribuido de doble capa y excitatriz sin escobillas marca General
Electric.
Figura 18. Vista en Corte de un Generador Eléctrico.
2.3 COMPONENTES DE UNA TURBINA
2.3.1 CUBIERTAS
Las turbinas de gas industriales están construidas dentro de
cubiertas hechas de metal.
40
La cubierta del motor y equipo manejador, reduce el ruido
generado y conduce el flujo de aire de enfriamiento a través de todo
el largo del motor. Estas cubiertas son provistas de ventiladores para
mover el flujo de aire de enfriamiento.
La cubierta también esta provista de un sistema de aire para
arranque esta contenido dentro de su propia cubierta. (Fig. 19, Pág.
42).
2.3.2 AIRE DE ENTRADA Y RECINTO DE VENTILACIÓN
Una turbina de gas operando utiliza una cantidad inmensa de aire
y este debe ser limpio y entregado como un flujo alisado sin distorsión.
En las unidades industriales se acopla a un recinto llamado Casa de
Filtros de entrada, en el frente de la cubierta con una entrada de aire
al tope para asegurar que no succione suciedad dentro del motor.
La parte baja del ducto de entrada es llamada cámara de pleno y
la entrada a la entrada a la turbina de gas es conectada a esta área
por un embudo acampanado llamado boca acampanada.
La boca acampanada es cuidadosamente diseñada para conducir
el aire dentro del motor con tan mínima distorsión y pérdidas como
sea posible.
El ducto de aire de entrada es ensamblado con dispositivos
especiales de varias clases, algunos de estos se listan abajo:
41
a) Cobertor:
El ducto se ensambla con un cobertor al tope para mantener
fuera objetos extraños. (Fig. 19, Pág. 42).
b) Cedazo:
Se ensamblan cedazos al ducto para evitar la entrada de objetos
extraños y/o pájaros. (Fig. 19, Pág. 42).
Figura 19. Cubiertas.
42
c) Filtros:
Una atmósfera densamente contaminada causaría considerable
erosión y corrosión dentro del motor, a menos que el aire sea pasado
a través de un filtro de aire. (Fig. 20, Pág. 43). El motor debe
succionar el aire a través del ducto de entrada y este usa una cierta
cantidad de potencia debido a la fricción del aire a lo largo de las
paredes del ducto, lo cual causa perdida de potencia. Impedimentos
tales como cedazo, filtros, etc., también suman perdida de potencia.
Figura 20. Filtros.
CASA
43
2.3.3 SISTEMA DE LUBRICACIÓN
El aceite usado en una turbina de gas sirve para dos propósitos:
a) enfriamiento y b) lubricación de los cojinetes. El aceite, es de tipo
especial elaborado para turbinas de gas que tienen una lubricación
especial y propiedades para la disipación de calor, que lo hacen
adecuado para cojinetes de bolas y rodillos operando a altas
temperaturas bajo condiciones severas de carga. El aceite entra al
generador de gases acoplado a la caja de accesorios y, entonces,
distribuido a los cojinetes. Después de lubricar y enfriar los cojinetes,
bombas y caja de accesorios envían el aceite al punto central de
donde retorna a la parte externa del sistema. Cada compartimiento
de cojinetes es venteado hacia la caja de accesorios, donde el aire
pasa a través de una centrifuga para removerle el aceite que arrastra
antes de que llegue a las líneas externas del respiradero.
2.3.4 COMPRESOR
A la presión barométrica normal, como la que esta presente en
un motor parado, la combustión de aire-combustible no produce
suficiente energía con potencia para ser extraída de los gases en
expansión para producir trabajo utilizable con eficiencia. La energía
liberada por la combustión es proporcional a la masa de aire
consumida, además; se necesita más aire para incrementar el ciclo
que el entregado por la presión barométrica normal. Como el volumen
del motor es fijo, el aire adicional necesario puede solamente ser
obtenido por compresión.
44
En un compresor axial, la compresión es lograda pasando el aire
a traves de una serie de alabes rotativos instalados en el rotor y
aspas estacionarias instaladas en el estator, las cuales son
concéntricas al eje de la rotación. (Fig. 21, Pág. 45).
Figura 21. COMPRESOR.
El aire es entregado a la cara del compresor por la entrada de
aire de boca acampanada y pasa a traves de un conjunto de aspas
guías de entrada, las cuales preparan el flujo para la primera etapa
del rotor del compresor. Al pasar por el conjunto de alabes rotativos;
el aire, que esta fluyendo por lo general en una direccion axial, es
reflectado en la direccion de rotación. Al dejar los alabes de rotación,
el aire pasa a traves de un conjunto de aspas del estator donde el
ángulo del aire es ajustado propiamente para entrar al siguiente
conjunto de alabes rotativos, y así a traves de todo el compresor. (Fig.
22, Pág. 46).
45
Figura 22. Una Etapa de aspas y alabes.
La manera en que los alabes y las aspas actúan en el aire puede
ser mejor comprendida haciendo que la presión total se realiza por
el aire en movimiento consista del efecto de la presión de partículas
de aire en movimiento, llamada presión de velocidad y el efecto de la
presión de las partículas debido al movimiento aleatorio llamada
presión estática. Con aire moviéndose en una tubería y teniendo una
presión total dada en una sección de la tubería y teniendo una presión
total dada en una sección de la tubería de diámetro mayor, la presión
de velocidad decrementara y la presión estática incrementara, pero la
presión total se mantendrá igual.
46
Este es el efecto llamado difusión. Los alabes del rotor y las aspas
del estator tienen formas de planos aerodinámicos y están montados
en el rotor para que el pasillo entre los planos aerodinámicos sea
mayor al borde de escape que al borde de entrada, esto hará un
efecto difusor difusor en el aire moviéndose a traves del pasaje.
Cuando el aire pasa a través de una etapa de alabes del rotor, la
velocidad del aire (y velocidad de presión) es incrementada. Este
incremento es algunas veces nulificado al convertirse en presión
estática por el efecto de difusión al pasar por los alabes, (Fig. 23, Pág.
48). Al entrar en una etapa del estator, la acción de difusor hace
decrecer la presión de velocidad más e incrementa la presión estática.
Como el aire pasa por el compresor, los sucesivos incrementos y
decrementos de presión de velocidad prácticamente cancela a otro
con el resultado de que mientras la presión estática ha sido
tremendamente incrementada, la velocidad del aire existente en el
compresor es solamente un poco mayor que el del aire de entrada.
El diámetro exterior del compresor o sea el estator, decrece de
adelante hacia atrás en el de baja, y en un motor de compresor doble
el diámetro interior del compresor del alta presión se incrementa,
entonces el aire comprimido mantiene la expansión por reducción en
volumen como el aire progresa de adelante hacia atrás. La razón de la
presión del aire ambiental y la presión de la descarga del compresor
es un número fijo determinado por el diseño del compresor. Los
diseños de los compresores eficientes tienen una razón de 12:1 o
mejor.
47
Figura 23. EFECTO DIFUSOR
2.3.5 COMPRESOR AXIAL DOBLE
El compresor doble consiste de dos sistemas de rotores
independientes mecánicamente, el compresor de baja presión esta
conectado a las ruedas de la turbina de atrás (o de baja presión), que
consta de la segunda y tercera etapa de la turbina del generador de
gases, por medio de un eje que pasa a traves de un eje hueco que
maneja el compresor de lata presión. El rotor del compresor de alta
presión es el rotor al cual el arrancador del motor esta conectado. De
esta manera, solo parte del compresor y de hecho la parte mas liviana
es embragada, lo cual reduce considerablemente el tamaño y el peso
del sistema arrancador requerido para arrancar el motor. El
compresor de alta presión gira a una velocidad gobernada y el
compresor de baja, es rotado por su propia turbina a cualquier
velocidad que asegure el flujo óptimo a traves del compresor. El
apareamiento de flujo de aire entre compresores y turbinas llamado
flujo apareado; es asegurado a traves del rango de operación del
motor.
48
Con los rotores del frente y atrás en armonía, la razón de
compresión puede ser más alta de la obtenida por un compresor
sencillo sin decrecer eficiencia.
Los alabes del compresor están diseñados para mover aire
eficiente a altas velocidades del rotor. A bajas velocidades, el
compresor es menos eficiente con los alabes de atrás que con los
alabes de adelante, con el resultado de que los alabes de atrás no
pueden aceptar todo el aire que los alabes de atrás están intentando
bombear hacia el motor. Cuando la discrepancia en el flujo alcanza un
punto critico, el compresor podría atascarse o bajar demasiado su
velocidad.
Cuando el compresor se atasca describe una condición de
inestabilidad del aire dentro del motor que a menudo se manifiesta en
ruido y vibración. Con el objeto de minimizar la tendencia del
compresor a pararse, el compresor debe ser descargado durante
ciertas condiciones de operación para reducir la presión a traves del
compresor.
El método para realizar la descarga es aliviando el aire entre los
compresores de alta y baja presión por medio de las válvulas de alivio
de aire neumáticas, controladas por medio de la presión del
compresor. Las válvulas de alivio cuando abren, sirven para facilitar el
arranque y prevenir que el compresor se pare, incrementando el flujo
de aire a traves de la porción del chorro de gases. Las válvulas
normalmente solo abren durante el arranque y la parada del motor.
49
2.3.6 ARRANCADOR
Las turbinas de gas son arrancadas rotando el compresor del
generador de gases de alta presión con un arrancador para proveer
suficiente aire bajo presión capaz de soportar la combustión en los
quemadores. Una vez que el motor encendió, el arrancador debe
continuar asistiendo al compresor hasta que el flujo de gases calientes
a través de la turbina del generador de gases se acelere por el mismo.
El arrancador que se usa es un motor acoplado directamente a
la caja de accesorios del motor. Además, el sistema de arranque de la
turbina de gas también es requerido para rotar el compresor con la
ignición desenergizada y combustible cerrado para un ciclo de lavado.
Este consiste en pulverizar agua a la entrada mientras el compresor
esta rotando a baja velocidad para limpiar la acumulación de
suciedad en los alabes del compresor.
2.3.7 DIFUSOR
Como ya se explico en la descripción del compresor la presión
de velocidad a la salida del compresor no es mucho mayor que la
entrada, casi siempre; esta debe ser reducida a un mas para prevenir
que la llama en la sección de quemadores sea apagada. Esto se hace
pasando el aire por aspas guías a la salida del compresor, colocadas
inmediatamente detrás del compresor de alta presión; esta zona es
llamada la sección del difusor.
50
A este punto del compresor el área transversal del motor se
incrementa en tamaño y este pasaje divergente convierte la energía
cinética del gas en movimiento en presión estática debido al efecto
difusor, las aspas guías de salida contribuyen al efecto difusor, las
aspas guías de salida contribuyen al efecto difusor y tambien sirven
para enderezar el flujo de aire. (Fig. 24, Pág. 51). Una sección
difusora esta localizada entre el generador de gases y la turbina libre
donde es necesario preparar el gas para entrar a la turbina libre.
Figura 24. Difusores en el motor.
2.3.8 SECCIÓN DE QUEMADORES
La sección de quemadores que contiene la cámara de
combustión esta diseñada para quemar una mezcla de combustible
aire, entregar los gases resultantes a la turbina del generador de
gases. Los quemadores están construidos dentro de un espacio muy
limitado y debe agregar suficiente energía calorífica a los gases que
pasan a través del motor para producir la potencia deseada para la
turbina.
51
El calor generado por pie cúbico de espacio de combustión en un
generador de gases grande es, algunas miles de veces mayor que el
calor generado por pie cúbico de espacio de combustión en un
quemador de combustible para calentamiento en una casa normal. Es
importante hacer notar que la presión dentro de un generador de
gases grande es aproximadamente mayor en una relación 1:10 que
la presión promedio dentro de una caldera industrial (en promedio).
a. CÁMARA DE COMBUSTIÓN
En la cámara de combustión una tercera parte del volumen total
del aire que entra a la cámara de combustible es permitido que se
mezcle con el combustible (Fig. 25, Pág. 52).
Figura 25. Cámara de combustión.
La razón total de aire-combustible varía en diferentes
cantidades dependiendo del tipo de motor de turbina de gas, desde
40 a 80 partes de aire, a una de combustible por peso.
52
El promedio es cerca de 60:1, de las 60 partes de aire, casi
siempre; solamente cerca de 15 partes, por peso, son usadas para
quemarse; todo el aire en exceso de estas 15 partes es usado
corriente abajo para enfriar las superficies del quemador y se mezcla
con los gases para enfriar los gases quemados antes de entrar a la
turbina, esto para evitar un sobrecalentamiento en los alabes y las
paspas de la turbina. (Fig. 26, Pág. 53).
Figura 26. Distribución de aire en un combustor.
La cubierta de la sección de quemadores se puede remover
completamente y permite el acceso para inspección y reemplazo de
partes sin removerlas del motor.
53
2.3.9 TURBINAS DEL GENERADOR DE GASES
La turbina extrae energía cinética de los gases en expansión los
cuales fluyen de la cámara de combustión, convirtiéndose en caballos
de fuerza en el eje para manejar el compresor y los accesorios. (Fig.
27, Pág. 54).
Figura 27. Turbina del generador de gases.
Cada turbina de flujo axial esta comprendida de dos elementos
principales, una rueda de turbina o rotor; y un conjunto de aspas
estacionarias.
La parte estacionaria esta enfrente de la rueda de la turbina y
consiste de aspas extendidas dentro de la carcasa externa con cada
conjunto de aspas a un ángulo para el flujo de aire. Los espacios
entre las aspas forman una serie de pequeñas toberas las cuales
descargan los gases hacia los alabes de la rueda de la turbina.
Por esta razón, al ensamble de aspas estacionarias usualmente se
le llama tobera de aspas guías (tobera de turbina y aspas).
54
El área de tobera de la turbina es el área total del espacio abierto
en medio de las aspas y es una parte crítica en el diseño de la turbina.
Si es muy grande, la turbina no operara su mejor eficiencia. Si es
muy pequeña, la tobera tendrá una tendencia a estrangularse bajo
condiciones de máxima potencia. El chorro de gases de escape, los
cuales son formados por la descarga de las toberas, están en contra
directamente de los alabes de la turbina rotativa en una dirección que
permite que la energía cinética de los gases sea transformadaza a
energía mecánica en la rueda de la turbina rotativa.
Una turbina de una sola etapa conformada de un conjunto de
aspas-toberas y una rueda de turbina podría ser eficiente para extraer
energía de los gases calientes y manejar los compresores, pero en la
mayoría de las turbinas de gas dos o más etapas son necesarias.
Cada una de las etapas adicionales es similar a la primera excepto
que, puesto que la presión y el flujo de los gases se reduce, estos se
expanden a través de la etapa; cada etapa sucesiva debe ser mayor
progresivamente. En motores de compresor doble se usan tres etapas:
La primera montada sobre el eje del compresor de alta presión y la
segunda y tercera sobre el eje del compresor de baja presión. La
primera etapa maneja el compresor de alta presión, porque esta
recibe los beneficios de los gases primero, y permite que esta gire a la
alta velocidad necesaria, y la segunda y tercera etapa hagan girar el
pesado compresor de baja presión a baja velocidad. La rueda de la
turbina es una unidad balanceada dinámicamente, consiste en alabes
de acero aleado, fijados a un disco rotativo.
55
La base de los alabes es llamada usualmente “Pinabete”,
diseñada para estar firmemente fijada al disco y también permitir la
expansión del disco. Cada punta del alabe tiene secciones de
proyección curveadas que cuando os alabes son insertados en la masa
de la rueda, la sección ensamblada junta, forma un anillo alrededor de
los alabes. (Fig. 28, Pág. 57).
Este es llamado aro de refuerzo y sirve para reducir la vibración
en los alabes. Dicho aro de refuerzo mejora las características del
flujo de aire incrementando la eficiencia de la turbina. También sirven
para tumbar el gas alrededor de las puntas de los alabes de la turbina.
Los alabes de la turbina están sujetos a altas fuerzas centrífugas y
alta fuerza de torsión, debido a la carga del gas. Todos los metales se
dilatan abajo carga, pero si no excede el punto de deformación,
regresa a su forma original al quitar la carga. Casi siempre, bajo
condiciones de temperaturas incrementadas, el metal no regresa a su
dimensión original y el efecto de carga y descarga causara un
incremente gradual en dimensión, hasta que el metal falla.
Este fenómeno es llamado “creep” (deformación plástica de los
metales bajo carga constante) y la razón por la cual ocurre, depende
de la carga, temperatura y tiempo, a que sea sometido el metal. La
turbina de gas esta diseñada para que a cargas y temperaturas
normales, el cambio necesario de alabes tarde mucho tiempo, casi
siempre sobrecargándolo o con excesos de temperatura sobre el
motor, drásticamente incrementara la razón del “creep”, acortando el
periodo de reemplazo de los alabes.
56
Figura 28. Rueda de la turbina del generador de gases.
2.3.10 TURBINA LIBRE
Después de dejar las turbinas del generador de gases, los gases
de escape pasan a través de una sección difusora donde la velocidad
es decrementada y la presión estática es incrementada y entra a una
turbina de expansión múltiple flujo-axial colocada en la parte trasera
del motor de la turbina de gas (Fig. 29, Pág. 58). La turbina libre esta
conectada al generador de gases a través de la carcasa externa, pero
no esta acoplada a las partes rotativas del generador de gases en
ninguna forma. A excepción del tamaño, la construcción y el principio
de operario de la turbina libre, es esencialmente el mismo que la
turbina del generador de gases que se describió anteriormente. La
única diferencia es que la turbina libre tiene dos aros de refuerzo en
los alabes de rotación.
57
Un conjunto de aspas-toberas guías estacionarias están
justamente delante de cada una de las etapas de la turbina. Los aros
de la turbina están soportados por dos cojinetes, uno de os cuales es
de empuje. El diámetro de la turbina libre es mayor que el de las
turbinas del generador de gases, debido a las veces que los gases
entran en ella.
La presión y el flujo han sido considerablemente reducidos y las
turbinas tienen que ser más grandes para extraer la energía
remanente en los gases. La turbina libre es enfriada por aire extraído
del compresor de baja presión que es paso a través de dos largos
tubos en el topo del motor a la turbina libre y entonces conducido a
través de pasajes internos al área de cojinetes.
Figura 29. Turbina libre.
58
2.3.11 DUCTO DE ESCAPE
Los gases de escape del colector entran directamente dentro
de un ducto de escape ensamblado con panales reducidores de
sonido para absorber ruido del motor. La apertura del ducto de escape
es considerablemente mayor que el de la entrada para prevenir que
los gases de escape sean regresados a la entrada. (Fig. 30, Pág. 59).
Figura 30. Ducto de escape.
2.3.12 ALIVIO DE AIRE DEL COMPRESOR
Los alabes del compresor están diseñados para mover aire
eficiente a altas velocidades del rotor. A bajas velocidades, el
compresor es menos eficiente con los alabes de atrás que con los
alabes de adelante, con el resultado de que los alabes de atrás no
pueden aceptar todo el aire que los alabes de adelante están
intentando bombear hacia el motor.
59
Cuando la discrepancia en el flujo alcanza un punto critico, el
compresor podría atascarse o bajar demasiado su velocidad. Cuando
el compresor se atasca describe una condición de inestabilidad del
aire dentro del motor que a menudo se manifiesta en ruido y
vibración.
Con el objeto de minimizar la tendencia del compresor a pararse,
el compresor debe ser descargado durante ciertas condiciones de
operación para reducir la presión a través del compresor.
El método para realizar la descarga es aliviando el aire entre los
compresores de alta y baja presión por medio de las válvulas de alivio
de aire automáticas, controladas por medio de la presión del
compresor. Las válvulas de alivio cuando abren, sirven para facilitar el
arranque y prevenir que el compresor se pare, incrementando el flujo
de aire a través de la porción del chorro de gases aguas arriba. Las
válvulas normalmente abren solamente durante el arranque y la
parada del motor.
2.3.13 SISTEMA DE IGNICIÓN
Las turbinas de gas están provistas con dos ignitores de chispa,
localizados en la parte baja de la carcasa de combustión y se
extienden dentro de dos de los envases de quemadores. Cada clavija
de encendido es suministra con su propia caja sellada para ignición de
alta energía, montada en la carcaza del compresor.
60
Con la orden de encendido y después de haber alcanzado 1500
RPM y efectuar 15 segundos de purga; los ignitores producen varias
chispas por segundo y una vez que la llamada es lograda en los
envases, se pasa a través de los otros envases a través de tubos de
conexión llamados tubos de llama. La operación del sistema de
ignición es necesario solamente por un corto tiempo durante el ciclo
de arranque, después es desconectado.
61
3. TRABAJO DE ANÁLISIS DEL MANTENIMIENTO POR
INSPECCIÓN BOROSCOPICA
3.1 INTRODUCCIÓN
Con base a la teoría expuesta en los capítulos anteriores se
procederá a realizar la parte experimental de este estudio, que tiene
como finalidad elaborar una guía para el mantenimiento por
inspección boroscopica, para una turbina marca General Electric tipo
LM-5000. El método mas antiguo y común de ensayo no destructivo
es la inspección visual y es tambien el menos entendido y
adecuadamente utilizado de todos los métodos. Existe una diferencia
enorme entre solo un objeto y realmente observarlo con ojos
entrenados. La inspección visual puede ser definida como la
reexaminación de un objeto utilizando solamente la vista o en
conjunto con diferentes instrumentos de ampliación, grabación,
registro etc. Sin cambiar, alterar o destruir el objeto sometido a
prueba. En inspección visual la más importante de las herramientas es
la vista, la exactitud visual es el punto más importante de una
persona que realiza inspecciones visuales. De acuerdo con estadísticas
recientes, al menos 50 % de la población mayor de 20 años requiere
algún tipo de corrector de visión (anteojos). Como cualquier otra
herramienta sensible la vista es lo más importante en la inspección
visual y requiere ser verificada en exactitud a intervalos regulares de
tiempo para asegurar su precisión.
62
Muchos documentos requieren que el inspector visual cumpla
con una prueba anual de exactitud de visión. Si la vista no tiene la
sensibilidad suficiente y tampoco puede acceder a lugares remotos
fuera de su alcance, en estos casos el uso de instrumentos como el
Boroscopio se hace necesario para cumplir con requerimientos de
inspección visual.
Los boroscopios son los instrumentos mas utilizados para
realizar inspecciones visuales por métodos remotos.
3.2 CONDICIONES INICIALES
La superficie del generador de gases deberá enfriarse a una
temperatura debajo de 120°F (49°C) antes de realizar la inspección
boroscopica. Asegúrese que todo el personal este informado del
procedimiento antes de la inspección. Para evitar que objetos
extraños entren en el generador del gases, cubrir los puertos del
boroscopio cuando no se están utilizando.
Abra un puerto a la vez. No utilice el boroscopio continuamente
por más de 2 horas a la vez. Verificar que el generador de gases no
este operando y no vaya a operar.
Para prevenir posibles lesiones al personal de mantenimiento,
asegúrese que los servicios de funcionamiento estén deshabilitados
antes de conducir una inspección boroscopica.
63
3.3 EQUIPO Y RECURSOS A UTILIZAR
3.3.1 EL BOROSCOPIO
El boroscopio es la herramienta óptica de alta calidad que se diseño
para penetrar lugares donde el ojo no puede ir. Este es auto
iluminado, entrega una luz brillante y una imagen magnificada del
área inspeccionada en la pieza de observación. Incluso las
inspecciones más duras se harán rápidamente, no hay ninguna
interpretación necesaria.
Por consiguiente, la labor es reducida y el tiempo fuera de
servicio del equipo es reducido. Se hacen las inspecciones interiores
sin la necesidad de desmantelar el equipo. Se identifican problemas
potenciales antes de que ellos se vuelvan dolores de cabeza mayores.
Con las inspecciones del boroscopio se asegura el funcionamiento
apropiado de piezas internas. Hallazgo temprano de corrosión
crujidos, obstáculos, acumulación de materiales y capas, antes de que
ellos causen daño serio. Y vista de los funcionamientos peligrosos a
una distancia segura.
Las decisiones que conllevan grandes implicaciones en la
eficiencia y seguridad operativa a menudo confían en la medición de
defectos y en la vigilancia y el registro de datos de desgaste de los
componentes, en especial en las inspecciones de turbinas. El sistema
consiste en un boroscopio de diseño especial de 8 mm (0,315”) de
diámetro de prisma oscilante, con largos de trabajo de 25 cm ó 45 cm
(9,8 ó 17,7”) y un sistema de cámara calibrado.
64
Una rueda codificadora óptica de precisión integral en el cuerpo
de control del boroscopio, proporciona datos exactos de la posición de
enfoque del instrumento y la distancia del objeto. Una fuente de luz
adicional y un monitor completan el sistema. Una vez conectado y
puesto en servicio, el sistema es capaz de efectuar mediciones
precisas bidimensionales de punto a punto lineal, punto a línea y de
profundidad, todas con precisión.
No se necesita calibración del sistema, ya que se suministra una
herramienta de comprobación de medición exacta en el conjunto, a fin
de permitir que el inspector confíe en los resultados de medición
antes de usar el instrumento en la aplicación. El boroscopio fue
desarrollado para su uso en el campo medico y eran utilizados para
observar dentro del cuerpo humano antes, durante y después de una
cirugía.
La comunidad médica se refiere a estos instrumentos como
endoscopios. El nombre boroscopio proviene de la adaptación de este
equipo medico a la inspección de cañones de armas militares. Hoy día
los baroscopios son comúnmente utilizados en ambientes donde es
necesario inspeccionar áreas o equipos a los cuales no se tiene acceso
o requiere desensamblar las partes. Tambien es utilizado en áreas
donde se corre algún peligro por parte del personal tecnico. Los
boroscopios son frecuentemente utilizados para inspeccionar turbinas
de gas, estructuras de aviones, reactores nucleares, líneas de tuberías
y partes internas de maquinas automotrices. Tambien algunos
boroscopios con características especiales son utilizados en ambientes
corrosivos o explosivos.
65
La unidad de control está dotada de salidas de video y puede
conectarse a un dispositivo de almacenamiento de imágenes, que
permite la medición nueva de las imágenes en una fecha posterior, o
su transferencia a una PC para archivo o redacción de informes.
Figura 31. Equipo para inspección Boroscopica.
El boroscopio se emplea cuando se dispone de acceso de línea al
área de inspección, proporcionando una solución económica para
muchas aplicaciones.
Con el uso de un sistema de objetivo óptico de precisión, se
proporcionan imágenes de alta definición del área de inspección al ojo
del operador.
Luego, se emplea una fuente de luz externa para transmitir
iluminación al área objetivo a través de un cable de guía de luz
desprendible.
66
Figura 32. Inspección Boroscopica.
Servicio boroscopico seguro:
a. Apague la energía eléctrica, excepto para iluminación y
calentamiento.
b. Apague la alimentación de combustible.
c. Apague la alimentación de lubricante.
d. Apague la fuente de aire del arrancador.
e. Coloque la etiqueta de NO OPERAR en la consola de cuarto de
control.
f. Conecte el boroscopio en el puerto a inspeccionar.
3.3.2 PLANOS
Identificación de partes donde están los puertos: (Fig. 33, Pág. 70)
1. Ducto de Salida
2. Cono de salida
3. Marco posterior de la turbina
4. Cubierta de la turbina
67
5. Marco medio de la turbina
6. Marco posterior del compresor
7. Cubierta posterior del compresor
8. Cubierta frontal del compresor
9. Marco frontal del compresor
10. Puertos de la turbina media
11, 12, 13. Puertos del marco posterior del compresor
14. Puerto de la etapa 15
15. Puerto de la etapa 14
16. Puerto de la etapa 13
17. Puerto de la etapa 12
18. Puerto de la etapa 11
19. Puerto de la etapa 10
20. Puerto de la etapa 9
21. Puerto de la etapa 8
22. Puerto de la etapa 7
23. Puerto de la etapa 6
24. Puerto de la etapa 5
25. Puerto de la etapa 4
26. Puerto de la etapa 3
27. Puerto de la etapa 2
28. Puerto de la etapa 1
29. Puerto de la etapa 0
30. Transferencia de la caja de engranajes
31. Bomba Hidráulica
32. Bomba de combustible
68
Figura 33. Identificación de Partes.
69
Localización de Puertos:
Figura 34. Localización de Puertos.
70
Figura 35. Localización de Puertos.
71
3.4 GUÍA PRUEBA DE ANÁLISIS BOROSCÓPICO r) (En el Luga
Inspección Límite Máximo Útil
Límite Máximo
Reparable Acción Correctiva
3.4.1 GUÍA INSPECCIÓN DEL COMPRESOR DE BAJA PRESIÓN 3.4.1.1 Etapas 0 a 3 de Alabes. Rotor del Compresor de Baja Presión
a. Grietas o roturas No utilizable
Reemplace Alabes
b. Rasguños,
abolladuras, grietas y hoyos en el área de
No utilizable
Reemplace Alabes
raíz.
c. Rasguños, abolladuras y grietas en los bordes y contornos excepto la raíz.
0.13 mm de profundidad, 3.2 mm de diámetro para hoyos y 13 mm de largo para grietas.
Reemplace Alabes
d. Punta curva Ambas esquinas
en cada extremo del alabe. El dobles en la punta no se extenderá a través en 6.4 mm de la punta del alabe.
Reemplace Alabes
72
e. Hoyos / erosión, 0.13 mm de
ingún limite en el espaciamidel diámetro).
Reemplace Alabes excepto en la raíz. profundidad
(nento
f. Decoloración en la
punta, resultado de la frotación.
Cucadecoloración proporcionada
grietas en la
alquier ntidad de
allí, no es por
superficie.
Reemplace Alabes
3.4.1.2 tapa 4 de Alabes. Rotor del Co presor Baja Pre ión
uras
E m de s
a. Grietas o rot Sin utilidad Reemplace Alabes
b. ños, abolladuras
grietas en el área de Abolladuras de .5 mm de
13
Reemplace labes
Rasguyraíz.
0profundidad y3.2 mm de diámetro. Grietasde 0.13 mm de profundidad ymm de largo.
A
c. Rasguños, abolladuras
y grietas en los bordes y contornos. tro
0.5 mm de profundidad y 13 mm de diámeo longitud.
Reemplace Alabes
73
d. Punta curva Ambas esquien cada extredel alabe. El dobles en la punta no se xtendera a
nas mo
.5 ta de
to
inguna dicación de
adyacentes urante la
etravés, en 2mm de la pundel alabe, borque conduce o que se arrastra,el abastecimienallí no es ninpulsar los alabes
doperación.
Reemplace Alabes
e. Rebabas en la punta Reemplace Alabes
No utilizable
f. Grietas en la punta Reemplace Alabes
No utilizable
g. Rasgones en la punta No utilizable
Reemplace Alabes
h.
otación. ecoloración proporcionada allí, no es por grietas en la superficie.
Reemplace es
Decoloración en la punta, resultado de la fr
Cualquier cantidad de d
Alab
74
i. Material faltante en la punta del alabe o en el borde principal y esquinas del borde posterior.
No utilizable Reemplace Alabes
3.4.1.3 Cubiertas Internas. Com Presión
a. Grietas o roturas Dogrados o uno por la mitad de 6.4 mm de largo.
Reemplace Cubierta
presor de Baja s anillos de 360
b. Mellas y rasguños 0.8
Reemplace Cubierta
mm
c. Abolladuras Contorno liso de 1.5 mm de profundidad.
Reemplace Cubierta
xcepto en la etapa
Para bujes que resaltan 7.14 mm.
ara los
7.14 ilímetros,
ubierta
sto de silicón RTV 106 (rojo).
d. Bujes salidos o con
rotuberancia, pe1.
Pbujes que resaltan más de menlace el buje a lacusando el compue
75
3.4.2 ÓN R DE ALTA PR 3.4.2.1 de Alabes. Compresor de Baja Presión
a. Rotor: Los defectos acontinuaci en ser ocasionados por paradas bruscas del compresor.
as No
reparable
GUÍA INSPECCI
Todas las Etapas Alabes del
, COMPRESO ESIÓN
ón pued
(1) Grietas o rotur
Reemplace Alabes
) Daño general .3 mm de
ad, y cuando el
e rasgue, mpa o tuerza ansversalmente.
No eemplace labes
(2
1profundidsiempre alabe no srotr
reparable RA
(3) Daños Mayores antidad, con tal ue el daño no
superficie de sustentación, el daño es 5 mm del borde que conduce o que se arrastra; el daño no rompe a través (saliente aceptable); el daño es menor que 3.8 mm en iámetro.
o eparable ce Alabes
Cualquier Ncqforme una línea transversal a la
d
r Reempla
76
(4) Daborde y posteriores. aceptabilidad
ordes agudos o
tapa 1 a 9. Las abolladuras o
s rasgones gudos son ceptables en
las etapas 10 a
del alabe 6 por
lace Alabes
ños en el Juzgue la No reparable Reemp
por la agudeza el daño. Los d
brasgados dejan sin utilidad de la e
loaa
14 si el dañoesta dentro de7.6 mm de la punta, no mas profundo que 3 mm y no mas
etapa.
(5) Puntas de Alabes:
(5.1) Puntas curvas
No reparable Reemplace Alabes
25 por ciento delalabe, con tal que no roce con partes inmóvilesdurante la operación y sin rasgones en lasuperficie.
(5.2) Faltantes en las esquinas
bles i están dentro
de limites.
No reparable Reemplace Alabes
En máximo 6 alabes por etapa. Produce vibraciones que son aceptas
77
n el
(solamente en etapas 3 a 7) provocando zumbido por rozadura metálica.
(5.3) Curvatura eborde principal
No utilizable No reparable Reemplace Alabes
(5.4) Defectos superficiales en el área D de las etapas 3 a 7 cuerpo lateral solamente.
No reparable Reemplace Alabes
No utilizable
(5.5) Daño en la punta (etapas 10 a 14).
l
urante la
áximo de 6
50 por ciento dealabe no más profundamente que 3 mm si no topan con piezas inmóviles doperación. Con malabes por etapa proporciona solamente daño en sentido descendiente y es útil la pieza sila vibración de labase está en mites. lí
Analisis con boroscopio de las etapas con daño.
● Para el generador de gas c es de acero del compresor, si no se encuentra ningún daño e a razón de la parada se ha eliminado, puede volver al
● El sonido metálico de la ext idera daño y no es ninguna razon para el retiro en los g gas configurados como compresores
e acero.
Nota: on las configuracionn el compresor y si l
servicio. remidad no se conseneradores de
d
78
Útil después de limpieza or
por medio del sistema de lavado.
(5.6) Corrosión y suciedad.
Revise filtros Limpie el compres
tes entre del
on un máximo e
etapas 3 a la 10 y 6.4 mm en etapas 11 a la 14.
No reparable eemplace (la5.7) Boques plataformas
alabe.
Cd 2.54 mm en
RAlabes
forma.
No reparable (5.8) Tablillas de la plata
No utilizable
Reemplace el modulo del núcleo.
(5.9) Depósitos de aluminio o abrasivos en alabes (borde principal).
Cantidades excesivas pueden dar lugar a la pérdida de margen, de la parada y del funcionamiento.
Limpie el compresor por medio del sistema de lavado.
Cualquier cantidad. Los depósitos de aluminio pesados en los alabes pueden ser indicativos de parada dura del compresor.
(5.10) Plataforma No utilizable No reparable inclinada.
Reemplacl modulo
e
el núcleo. ed
79
os en alabe formas
por:
(5.11) Dañ
s de plata
Distorsión No utilizable No reparable
labes ReemplaceA
Grietas No reparable ce
Alabes No utilizable Reempla
b. arretes y discos del R tor:
C o siv e frota a
rdida de margen de la parada y del funcionam
c. labes retenedores, et pas 1 y 2:
Las cantidades exce lugar a la pe
as de capa d ción, pueden d r iento.
A a
ble Grietas No utilizable No repara Reemplace
retenedores
Tablillas perdidas
retenedoresNo utilizable No reparable Reemplace
80
Figura 6. Daño en los Alabes
3 .
81
Figura 37. Alabes del Compresor.
igura 38
F
. Puntas de Alabes con doblones.
82
3.4.2.2 labes del compresor de alta presión.- Etapa 1 Envergadura del aro de refuerzo central
a.
Reemplace Alabes
Envergadura del aro de refuerzo central encerrojado superficie rociada capa gruesa y dura:
(1) Astillado o faltante 90% del área debe
estar recubierto. No reparable
83
(2) Desgaste dentro del metal químico puro.
No utilizable No reparable
Reemplace Alabes
(3) Gradas de desgaste No utilizable No
reparable Reemplace Alabes
b.
(1) Cojinete roto 10% del cojinete
estar faltante. No reparable
Reemplace Alabes
Envergadura del aro de refuerzo central encerrojado superficie de carbono y cobalto desgaste de cojinetes (alternar enclavamiento del aro de refuerzo de la superficie).
puede
(2) Cojinete fracturado No utilizable No
reparable ReemplacAlab
e es
(3) Desgaste de cojinetes, liso o escalonado.
Aproximadamente 0.010 pulgadas (0.25 mm) del grosor del cojinete permanece.
No reparable
ReemplacAlab
e es
(4) Abertura circunferencial entre envergaduras centrales.
Ninguno permitido No reparable
ReemplacAlab
e es
(5) Cojinete faltante No utilizable No
reparable ReemplacAlab
e es
84
Figura 39. Etapa 1 Alabes del com unión media entre alabes.
presor, Cubierta o
84
3.4.3 GUÍA INSPECCIÓN, SISTEMA DE COMBUSTIÓN 3.4.3.1 Todas las superficies:
a. Decoloración Utilizable
b. Acumulación de carbono.
Cualquier cantidad
3.4.3.2 Unión con remaches:
a. Remaches sueltos, rotos o faltantes.
Seis remaches no adyacentes en cada círculo del remache puede aflojarse, romperse o perderse.
No reparable
Reemplazar armadura de cámara de combustión.
b. Agujeros de
remache rotos o rasgado en el arco-bóveda.
Máximo 20 fisuras axiales en todo el circulo de remache.
No reparable
Reemplazar cámara de combustión.
3.4.3.3 Ensamble del domo (arco, placa, trompeta y remolino):
a. Deformación de trompetas o remolino.
Cualquier cantidad
b. Grietas
axiales/radiales en arco/bóveda y placa del domo.
Cualquier cantidad en el arco/bóveda o placa del domo. Únicamente una grieta permitida en cada remolino en todo el arco/bóveda y placa del domo.
No reparable
Reemplazar armadura de cámara de combustión.
85
c.
pas cónicas. Cinco ancho del trompeta
inco chapas
icas de ualquier otra grieta
s larga que tres
Reemplazar armadura de ámara de
mbustión.
Grietas circunferenciales en
Cualquier número menor que tres
No reparable
placa del domo. chagrietas del largo de la (ccónicas) máximo, separado por dos chapas cóncmáchapas cónicas.
cco
d. Falta de metal
(proyección). ño na
r 1/2 ulgada (25 por 13
No reparable
cámara de combustión.
Diez por arco/bóveda tamamáximo de upulgada popmm).
Reemplazararmadura de
e.
ujeros. maño máximo de
No reparable armadura de
ámara de bustión.
Quemadura a travésde los ag
Seis por arco/bóveda, tauna pulgada por una compulgada (25 por 25 mm).
Reemplazar
c
f. Tubo de
(1) Grietas en la soldadura .
ignición :
Uno por tubo de 1/3 de circunferencia.
No reparable
Reemplazar el montaje de combustión
(2) Metal perdido tubo combinar la
ayor cantidad de área 1/2 pulg. * 1/2 Pulg. (13 Mm.* 13 mm).
No reparable
Reemplazar el montaje e
combustión.
Cinco áreas por
m d
86
g. Férulas dpor quemaduras:
e ignición d Cualquier cantida
3.4.3.4 Paneles internos y e bustión en erevestidor.
a. Grietas periféricas:
(1) Paneles con dilución de agujeros.
No reparable
Reemplazar el montaje de combustión.
xternos para la com
2 Superficies de dilución separadas por 3 superficies planas.
l
NOTA
e diluc área de reve iento e
gujeros
(2) Paneles sin dilución de agujeros.
da por una plana de
argo
No reparable el montaje
de ombustión.
Una superficie ddiluciones de a
ión es el . 5 Pulgs. (125 mm) extensión máxima epara
stim ntre dos
Reemplazar
ssuperficie10 Pulgs. De l(250 mm).
c
NOTA
● En el panel interno No. 4, iones de agujeros pueden ser usadas como edidores.La distancia ent tres agujeros es aproxim ente de 5 Pulg.
. 4, s diluciones de agujeros en ser u as como a en amente
b. es:
de grietas o agujeros a lo largo e un panel. 15 rietas por
in
reparable r
ombustión.
las diluc
m re adam●
En el panel externo No
ci la pued sad
medidores. La distan Grietas axial
tre cinco agujeros es apro Cualquier número
ximad No
de 5 pulg. Reemplazael montaje de
dgrevestidor, en un área de 2 grietas sexceder 3 paneles consecutivos.
c
87
c. Grietas conectadas: cualquier armazón y rietas periféricas
rovisiones de las iezas 4.a. y 4.b.
un tercer
aguj
No parable
Reemplazar montaje e mbustión.
La conexión de
ghasta una extensión máxima en las
co
pppor encima son útiles. El límite se excede cuando seconecta
ero.
re eld
d. Quemadura a nte.
eis quemaduras en
r
o rable
eemplazar
bustión.
través/metal faltaSáreas de dos partescóncavas por dos partes cóncavas porevestimiento, separado por seis hendiduras.
Nrepa
Rarmadura de cámara de com
e. las faltantes 4 áreas rotas de
s.
o eemplazar e
de .
Bovedil 1tres partes cóncavas reparable armadura dpor armaduras de cámara cámara de combustióncombustión, no rovee alineación p
axial con tres paneles adyacente
N R
f. Alteración d s
No reparable armadura
de cámara de combustión.
Cualquier cantidaentre 1/2 pulgada(13 mm) del contorno original.
Reemplazar
88
g d en V
(1) Piezas faltantes de sello de borde.
No No reparable
mplazar
de cámara de combustión.
. Revestimiento interior e sello de borde
utilizable
Reearmadura
3.4.3.5 Cubierta o
bóveda:
a. Quemaduras (boquilla de
Acepáreas quemadas de 0.25 pulgadas (6-4 mm) por una pulga
ncomb
reparable
Reemplazar armadura de
combustible removida).
tación de tres No
das (25 mm) a boquilla de ustible.
en u
cámara de combustión.
b. Grietas (boquilla
de combustible removida).
Cual0.25 pulgadas (6-4 mm) de largo.
quier número
3.4.3 ti
a. Carbono en boquilla de combustible.
Hastpulgadas (3.3 mm) de gr
vde comlimpiar/inspeccionar para determinar la causa del carbono.
.6 Boquilla de combus ble: a 0.13
osor.
Cualqucantidad.
ier Remo er boquilla bustible y
b. Carbono
cruzando abertura entre aro de refuerzo interior y cuerpo secundario y carbono en orificio secundario.
No u lqucantidad.
de comlimpiar/inspeccionar para dcausa del carbono.
tilizable Cua ier Remover boquillabustible y
eterminar la
89
c. Carbono alr
Utilizable si el Cualqededor del orificio esta
ble si esta tapado/bloqueado.
er cantidad.
Remover boquilla de combustible y limpiaorificio principal. ab
utilizaierto; no
ui
r.
stor.
Figura 40. Combu
90
Figur le Siste tión
a 41. Ensamb ma de Combus
91
Figura 42. Domo del Combustor.
Figura 43. Domo del combustor (grietas en el plato y en la banda).
92
Figura 44. Domo del Combustor (quemadoras y perdida de metal).
ura 45. Domo del Combustor (tubo de ignición o encendido)
Fig
93
Figura 4
6. Domo del Combustor.
94
Figura 47. Domo del Combustor (grietas internas y externas conectadas)
95
Figura 48. Domo del Combustor (quemadura a través del metal).
96
Figura 49. Boquilla del Combustible.
97
3.4.4 GUÍA INSP PRESIÓN ETAPA
ETAP
BOQUILLA 3.4.4.1 Borde de la superficie delantera o principal del álabe director de
la superficie aerodinámica:
a. Grietas axiales Cualquier número 0.5 pulgadas (12.7 mm) de largoseparado por 0.25 pulgadas (6.35 mm).
Reemplazar boquilla de la turbina de la primera etapa.
ECCIÓN DE LA TURBINA DE ALTA 1 Y 2. GUÍA INSPECCIÓN DE BOQUILLAS
A 1
,
b. Paso de aire
enfriador bloqueado. Cualquier cantidad proveída allí es un agujero abierto entre los agujeros bloqueados.
c. Quemaduras o
astillas (únicamente calcinadas, no agujeros a través del metal químico puro).
0.5 pulgadas (12.7 mm) de diámetro por álabe directormáximo de cuatro álabes directores afectados por 90 grados de arco. No esta permitido la introducción de metal faltante
Reemplazar boquilla de la turbina de la primera etapa.
,
.
98
3.4.4.2 Saerodinámi
a. iales fuera os de la
leta.
Configuración No. 1 nicamente: cada no en la fila de
o no se
o
Reemplazar oquilla de turbina de
uperficie cóncava o álabe director de la superficie ca:
Grietas radde los agujera
úuagujeros de la aleta delantera y central, proveíd
la primera etapa.
interconectan con una grieta axial y nfalta metal.
bla
no en el par de filas
al y no
r de
turbina de primera
Configuración No. 2 únicamente: cada ude agujeros de la aleta delantera y central, proveído no se interconectan con una grieta axifalta metal .
Reemplazaboquillalalaetapa.
e
se 0.30 pulgadas (7.6
m) hacia las lataformas
interiores y exteriores, proveído no se intersecta con la grieta axial que se intersecta con otra grieta radial.
e ra
etapa.
Configuración No. 1 y No. 2: la fila dagujeros de la aletade popa pueden tener una grieta interconectando todos los agujerosdentro de la fila ypuede extender
mp
Reemplazarboquilla de la turbina dla prime
99
b.
tras grietas (no
en ualquier número
derse
eemplazar Ofilas de agujeros de aleta).
C0.75 pulgadas (19 mm) de largo, largo acumulativo 3.0 pulgadas (76 mm) separado por 0.15 pulgadas (3.8 mm). Una grieta puede interconectar las tres filas de agujeros de leta y extena
hacia la fila de agujero de aleta/talón.
Rboquilla de la turbina de la primera etapa.
c. Quemaduras y grietas (calcinado).
4 mm) de ancho por álabe irector.
Reemplazar boquilla de la turbina de la primera etapa.
No exceder un área de 1.5 pulgadas (38 mm) de largo y una pulgada (25.
d
d. Grietas en el área adyacente de la unión cóncava adyacente a las plataformas interiores y exteriores.
d
Cualquier cantidaproporcionada nofalta material .
100
e Corrosión No excede
)
No parable
Reemplazar . r en un área de 1.5 pulgadas (38.1 mmde largo y una pulgada (25.4 mm) de ancho por álabedirector, máximo de4 álabes directores por 90 grados; no esta permitido la introducción de metal faltante.
re boquilla de la turbina de la primera etapa.
3.4.4.3 el álabe director de la superficie
a.
con una
rieta axial.
e ra
etapa.
Superficie convexa daerodinámica: Grietas radiales
Una grieta 0.8 pulgadas (20.3 mm) de largo proporcionada no seintersecta
Reemplazar boquilla de la turbina dla prime
g
b. popa
de los agujeros de la aleta proveídos no se intersectan con una grieta radial.
ualquier cantidad ntre los agujeros de
la aleta/talón y los agujeros de la aleta proveídos no metal faltante.
Reemplazar boquilla de la turbina de la primera etapa.
Grietas axiales
Dos por álabes directores de la
Ce
101
c. Quemaduras y grietas (calcinadas).
das (38
m)
No exceder un áreade 1.5 pulgamm) de largo y una pulgadas (25 mde ancho por álabe director.
Reemplazar boquilla de la turbina de la primera etapa.
d. Grietas en el área de la unión cóncava adyacente a las plataformas
teriores y xteriores.
d rial
Cualquier cantidaprovista no matefaltante.
ine
Borde posterior
3.4.4.4 de la superficie del álabe: a. Grietas axiales
cóncavo) u originado de una ranura adyacente al borde trasero de la superficie.
ualquier número 7.6
director
0.10 ulgadas (2.54 mm) partadamente. ualquier dos
eemplazar
(únicamente lado
C0.30 pulgadas (mm) de largo. Dos por álabe0.8 pulgadas (20.3 mm) de largo, provisto son paCgrietas pueden extenderse hacia las plataformas interiores o exteriores provistasno metal faltante.
Rboquilla de la turbina dela primera etapa.
b. Doblez o inclinación Reemplazar
boquilla de la turbina de la primera etapa.
Cualquier cantidad 0.20 pulgadas (5 mm) del contorno original.
102
c. Quemaduras, rasgones o abolladuras (pérdida de metal).
2) por
estructura.
Área total removida del borde trasero de la superficie no exceder en tres pulgadas cuadradas(19.4 mm
3.4.4 din mica:
a. jada cantidad
.5 Todas las áreas de la Grieta resquebra
superficie de aero Cualquier
á
NOTA
Grieta resquebrajada se define como las numerosas grietas del área superficial que no tienen ancho o profundidad visual
es,
b. Picaduras, rayon
rasguño y abolladuras.
Cualquier cantidad
c. l Salpicadura de meta Cualquier cantidad
proveída de agujeros de enfriamiento cumple con los límites utilizables.
3.4.4.6 Plataforma interna y a. Grietas en metal
uímico puro. .25 pulgadas ,
no hay metal faltante.
eemplazar oquilla de
externa: ualquier número
qC1(31.75 mm) de largolargo acumulativo cualquier cantidad proveída
Rbla turbina de la primera etapa.
103
b. Picaduras, rayorasguños y abolladuras en la superficie d
nes,
e la plataforma.
dad.
eemplazar boquilla de la turbina de la primera etapa.
Cualquier número 0.03 pulgadas (0.76 mm) de profundi
R
c. Corrosión, erosión y
uemaduras en m) de ancho, No
parable Reemplazar oquilla de turbina de primera tapa.
qálabe director de la lataforma.
cualquier largo, áximo de 6 álabes p
1/2 pulgada (12.8 m
mdirectores por arco de 90 grados.
re blalae
3.4.4.7a.
borde
asero de la
álabe director, 0.5 pulgadas (12.7 mm) e largo proveído
te.
ar oquilla de turbina de
la segunda etapa.
Etapa 2 Boquilla. Alabe director de la superficie aerodinámica Grietas axiales en Cualquier número borde trasero de la superficie o en una ranura de aireadyacente al trsuperficie.
0.09 pulgadas (2.3 mm) de largo, 2 por
dson 0.25 pulgadas (6.4 mm) apartadamen
Reemplazbla
b. Grietas axiales en
elantera.
nto s (7.6
m) de largo.
Reemplazar
turbina de la segunda etapa.
borde de la superficie d
Una por segme0.3 pulgadam
boquilla de la
c. Grietas en
superficies cóncavas. o
Dos grietas, 1.5 pulgadas máxim(38 mm) de largo.
Reemplazar boquilla de la turbina de la segundaetapa.
104
d. Grietas en superficies convexas.
Dos grietas, 1.5 pulgadas máximo (25.4 mm) de largo.
Reemplazar boquilla de la turbina de la segundaetapa.
e. jada ad Grieta resquebra Cualquier cantid
NOTA rieta resquebrajada s define como las num rosas grie s del área
uperficial ue no tiene ancho o profundidad visual Gs
en
e taq
f.
Picaduras, rasgones, Cualquier cantidad Reemplazar rasguño y abolladuras.
0.25 pulgadas (5.4 mm) máximo largo 0.03 pulgadas (0.76 mm) de profundidad.
boquilla de la turbina de la segunda etapa.
g. Doblez de borde trasero de la uperficie.
número, .5
m) del contorno
Reemplazar boquilla de
turbina de s
Cualquier 0.06 pulgadas (1moriginal.
lala segunda etapa.
h. Quemaduras en dos convexos y
Un área un uadrado de (6.5
s de
lazar oquilla de la
cóncavos. ccm2) sin agujeroun lado a otro.
Reempbla turbina de la segunda etapa.
105
i. Quemaduraastillas en borde de
s o
la superficie aérea del álabe director (únicamente alcinado, no gujeros de un lado
(6.4 mm) de ancho por álabe director.
caa otro de la superficie aerodinámica.
Una pulgada de largo en forma radial, 0.25 pulgadas
Reemplazar boquilla de la turbina de la segunda etapa.
j. Corrosión o se permite
ninguna quemadura
orrosión proveída
No reparable
Reemplazar boquilla de
la segunda tapa.
N
de un lado a otro. Cualquier cantidad,
la turbina de
cno es del grosor delmetal completamente.
e
Figura 50. Boq Alta Presión
uillas de la turbina de .
106
Figura 51. Et
apa 2. urbin e Alta Pr
Boquillas de la T
a d esión.
107
Figura 52. Primera Etapa. Boquillas de la Turbina de Alta Presión.
108
3.4.5 GUÍA INSPECCIÓN ALABES DEL ROTOR DE LA TURBINA DE ALTA
.4
NOTA
Durante la inspección de álabes, evidencia visual de colmatación de agujeros de enfriamiento no es positiva. Evidencia de de agujeros de enfriamiento es aceptable provisto la rieta, erosión y uemaduras mites son utilizables.
a. Borde de la superficie delantera o principal:
(1) Grietas axiales y radiales en área A.
Cualquier número proveído no se extienden hacia atrás a los agujeros de la aleta.
PRESIÓN
3 .5.1 Etapa 1. Alabe
g q lí
(2) Grietas axiales y radiales en áreas B y C no se intersectan en los agujeros del borde de la superficie delantera.
No utilizable o parable
Reemplazar álabe.
Nre
(3) Grietas radiales fuera de los agujeros del borde de la superficie delantera en áreas B y C.
Cualquier número proveído no conectan dos agujeros y no gira en dirección axial.
(4) Grietas axiales fuera de los agujeros del borde de la superficie delantera en áreas B y C.
No utilizable o parable
Reemplazar álabe.
Nre
109
(
5) Metal faltante en área A. Cualquier
cantidad
(6) Picadura, abosgones en áre
lladuras y a A.
Cualquier antidad oveída ñada o se
ra c
prda nextiende más allá de los agujeros de la aleta.
(7) Erosión/corrosión ualquier
a, s
a.
o reparable
eemplazar rotor de turbina de
ta presión (HPT) /etapa 2 armadura de la boquilla.
Ccantidad in área A proveídpared no epenetrad
N R
al
cantidad en área B y C proveída, no por medio de una capa. Si la apa en el área
el
o el introscopio a 600 horas
tervalos.
Cualquier
cC esta penetrada,rotor de la turbina de altapresión debe ser reemplazada entro de 1800 d
horas e inspeccionad
in
110
b. Borde posterior de la superficie:
(1) Grietas No utilizables o
parableeemplaz álabes.
Nre
Rar
(2) Picaduras en área A Cualqu d proveímetal rgrietas
ier cantidada allí no es etorcido o .
) Abolladuras en área A Cualquier cproveída a lo largo o diámetárea qagujeros de aleta y la profundidad no mayor de el ancho entre dos agujeros de aleta.
(3 antidad
ro no excede un ue mida 3
(4) Rasgones en área A No utilizable No
reparable Reemplazar álabes.
) Erosión/Corrosión Cualqu d proveída en área A, los aguenfriampenetrparedeconvexrevestimiento en el área C esta penetrado, el roto a de altaser reedentro de 1800 horas y el insinspec600 horas intervalos antes dreemp
o reparable
eemplazar rotor de la turbina de alta presión/ etapa 2 de la armadura de la boquilla.
(5 ier cantida
jeros de iento no son
ados de s cóncavas o as. Si el
r de la turbin presión debe mplazada
troscopio cionado a las
e ser lazado .
N R
111
c uperficies cóncavas y convexas:
en la superficie aerodinámico.
Cualquier arriba
del 4to agujero de la aleta de la
r
ujeros y no gira en
l.
jero
. S (1) Grietas radiales en agujeros de la aleta o cantidad
parte superioproveída, la grieta no conecta 2 ag
dirección axiaNo es permitidogrietas debajo del 4to agude la aleta.
(2) Grietas en la superficie aerodinámica distinto que losgujeros de la aleta.
No reparable
Reemplazar álabes.
No utilizable
a
ra de la cap
(3) Grietas radiales fueagujeros del borde de
los a.
Cualquier número proveído no seextiende más allá del fondo del borde de lacapa y no gira en dirección axial.
No reparable
Reemplazar álabes.
(4) Grietas radiales fuera delborde posterior. l
Cualquier numero, con taque no conecte 2 agujeros y no gire en dirección axial.
(5) Distorsión o evidencia de
etal quemado.
ble No reparable
Reemplazar álabes.
m
No opera
112
no do
l
reparable
eemplace el rotor de la turbina de alta presión / etapa 2 montaje de boquillas.
(6) Distorsión o evidencia de metal quemado o derretido.
Cualquier cantidad permitida tan larga como las regiones de punta y raíz, es permitique este penetrado en emetal.
No R
3.4.5.2 tapa 2. Alabe a. xa en Ár
No operable
reparable ar álabes.
E Superficie cóncava y conve(1) Grietas
eas A y B: ReemplazNo
(2) Corrosión ualquier n tal
ste
o rable
eemplac
turbina de alta presión / etapa 2 montaje de boquillas.
Ccantidad coque no epenetrado.
Nrepa
Re el rotor de la
b. r en
área A (1) Rasguños
etal no
Bordes Principal y Posterio Cualquier cantidad con tal que el meste agrietado.
113
) Abolladuras ualquier n tal
o o el
(1.3
(2 Cnumero, coque el largdiámetro no exceda de 0.2 pulg. (5 mm) yla profundidad no exceda de0.05 pulg.mm).
(3) Derretimientos rable No
reparable ar álabes. No ope Reemplaz
(4) Corrosión, virutas y alpicaduras de partículas.
Cualquier
ue la pared no ste penetrada.
s cantidad con tal
qe
3.4.5.3 . Alabes
a. Superficies cóncava y convexa in área A:
) Rasguños y abolladuras ualquier n tal
o.
Etapa 1 y 2
(1 Ccantidad coque el metal no este agrietad
b. Toda el área B incluyendo el Radio de la Raíz:
(1) Rasguños y abolladuras No operable No
reparable .
Reemplazar álabes
c. Punta del Alabe
) Grietas radiales Etapa 1, cualquier ero de grietas les con tal que
de perEtanumero con tal que no excedan el borde posterior.
(1
numradno excedan el tope
ia
los agujeros, sin dida de metal. pa 2, cualquier
114
s Etaopegriepulg. (12.7 mm) máconestbor
(2) Grietas axiale pa 1, no rable. Etapa 2 tas axiales, 0.5
ximo de largo, tal que estas én arriba del de posterior.
(3) Doblada o encrespada Dos áreas de 0.25 pulg. (6.4 mm) de largárela cla e
o con tal que el a este arriba de apa soldada en xtremidad.
No No
reparableReemplazar álabes.
(4) Rasgones operable
(5) Metal faltante rea
m) máximo de rgo con tal que
l
osterior.
Etapa 1, un áde 0.3 pulg. (7.6 mlano exceda la capa de la extremidad (arriba de 3 agujeros del borde principal). Etapa 2, un área de 0.3 pulg. (7.6 mm) máximo de largo con tal que no se extienda abajo deplano del borde p
115
Figura 53. Alabes de la T Presión.
urbina de Alta
116
3.4.6 G MEDIA Y TURBINA DE BAJA PRE IÓN
.4.6.1 razador
a. rietas en la superficie ualquier umero que no xceda 2 pies. 1 mm) de largo
que no se unan on grietas dyacentes. onitorear la ropagación de rietas cada 500 oras de peración.
o parable
eemplace cubierta e la turbina edia.
UÍA INSPECCIÓN CUBIERTA DE LA TURBINA S
3 T
G Cne(5ycaMpgho
Nre
Rladm
b. altante de metal o operable o
parable eemplace cubierta e la turbina edia.
F N Nre
Rladm
c. Distorsión o doblado ualquier
antidad de 0.25 ulg. (6.4 mm) el contorno riginal.
o parable
eemplace cubierta e la turbina edia.
Ccpdo
Nre
Rladm
3.4.6.2 labes, Turbina de Baja resión
a. Todas las Áreas
) Grietas o operable eemplace l alabe o el tor de la rbina de aja resión.
A P
(1 N
Rerotubp
117
b. Bor
(1) Rabolladuras
ulg. (0.5 mm) de d, sin
e el alabe o el
tor d la
des Principal y Posterior asguños y Cualquier
numero, 0.02 Reemplac
p profundidaprotuberancias en el lado opuesto.
ro eturbina de baja presión.
(2) Corrosión tal o
Reemplace el rotor de la turbina de baja presión.
Cualquier cantidad, conque la pared neste penetrada.
c. Superficies convac(1) Rasguños y
a y co
abolladuras numero, 0.03 pulg. (0.8 mm) de profundidad, y on una
ncias n el lado
opuesto.
l
e aja
nvexa Cualquier
cseparaciónmínima de 0.25 pulg. (6.4 mm), sin protuberae
Reemplace el alabe o erotor de la turbina dbpresión.
) Corrosión ualquier antidad, con tal
o
eemplace l rotor de la
(2 Ccque la pared neste penetrada.
Returbina de baja presión.
118
d. Superficie superior de la plataforma del alabe (n raíz del radio)
o incluye la
(1) Rasguños y abolladuras
Cualquier numero, 0.02 pulg. (0.5 mm) de profundidad.
Reemplace el alabe o el rotor de la turbina de baja presión.
e. artida circu (1) Desgaste (irregular o dentado.
asociada con esgaste en el nclavamiento.
l a
aja resión.
Cubierta comp nferencial Cualquier cantidad con tal que no este
Reemplace el alabe o erotor de lturbina de
de
bp
f. Fisuras en la cubierta
(1) Desgaste (irregular o dentado.
ce el
rotor de la turbina de baja presión.
No operable
Reemplael alabe o
) Boquetes que no ean adyacentes o
to con
o operable
eemplace l alabe o el
(2stengan contacotro.
N Rerotor de la turbina de baja presión.
119
y desga te por fisura.
Figura 54. Cubierta circunferencial s
120
Figura 55. Alabes de la Turbina de Baja Presión.
121
CONCLUSIONES 1. Se hizo ustes para la
3. Se logró proporcionar ayuda al mantenimiento preventivo, ya
que, la guía da una explicación racional a las fallas que la
turbina pudiera tener, además, que sugiere la solución
correctiva.
4. La guía esta diseñada para que las calibraciones y ajustes del
equipo la pueda realizar un técnico, aun cuando no tenga
conocimientos profundos del tema.
5. Dado que en la central Planta Las Palmas de Escuintla, antigua
TG-6, Planta Mauricio, al tener esta guía, el tiempo de
diagnóstico de la falla y su acción correctiva, se limita al tiempo
en que el técnico la identifica en la guía, aproximadamente, 10
minutos. En épocas pasadas podía llevar desde 1 a 4 días como
mínimo de pendiendo del expertis del ingeniero encargado.
la guía para efectuar la calibración y los aj
Turbina LM-5000 marca General Electric que tiene como carga
un generador eléctrico. Se comprobó que la guía evita gastos
económicos por reparación de fallas que en su momento eran
menores, pues al probarla en la turbina de la central Planta Las
Palmas de Escuintla, antigua TG-6, Planta Mauricio, ésta trabajó
correctamente.
2. Se logró minimizar el margen de error por diagnostico y tiempo
de analisis del problema. Además, que fue un ensayo no
destructivo del equipo.
122
RECOMENDACIONES
1.
rrencia de la falla podrá ser
tratada mejor.
2.
stico y solución de fallas en
una turbina de gas Marca General Electric, se recomienda una
3. Se rec opico seguro:
.
c. apague la alimentación de lubricante.
Se debe implementar un monitoreo permanente, así como se
recomienda documentar las fallas y acciones correctivas.
Además de llevar un expediente del mismo, ya sea por medio
de hojas escritas o ingresar los datos a una computadora, pues
la tecnología lo permite de una forma mas sencilla y práctica.
De esta manera, cualquier recu
A cualquier ingeniero o técnico interesado en conocer y mejorar
su aprendizaje respecto al diagnó
lectura previa supervisada por un ingeniero o técnico
previamente capacitado en el mismo.
omienda para un servicio borosc
a. apague la energía eléctrica, excepto para iluminación y
calentamiento.
b. apague la alimentación de combustible
d. apague la fuente de aire del arrancador.
e. coloque la etiqueta de NO OPERAR en la consola de
cuarto de control.
f. conecte el boroscopio en el puerto a inspeccionar.
123
BIBLIOGRAFÍA • STEWART & STEVENSON. Manual Gas Turbine LM-5000
Operation and Maintenance. Cincinnati, Ohio - USA. General c, 1987.
STEC OPERATION COMPANY.
Electri ● DE Training Material. Guatemala:
t & Stevenson, 1989.
NERAL ELECTRIC Co.
Stewar ● GE Marine and Industrial Gas Turbines. Ohio, USA: General Electric, 1989. ● UNITED TECHNOLOGIES, POWER SYSTEM DIVISION. Infield Training Performance Gas Turbines. USA, 1982.
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