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Departamento de Ingeniera MecnicaUniversidad de Chile
CMEDIUniversidad de Chile
Facultad de Ciencias Fsicas y Matematicas
Departamento de Ingeniera Mecanica
ME64A Centrales Termicas de Potencia
Informe No1
Turbinas a gas
Alumnos: Osvaldo Lacourt
Jorge Rivera
Eduardo Salas
Sebastian Sanhueza
Profesor: Carlos Gherardelli D.
24 de noviembre de 2008
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Indice
1 Introduccion 1
2 Antecedentes 2
3 Ciclo Brayton 5
3.1 Rendimiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . . 7
3.2 Cclo Brayton con regeneracion . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . 8
3.3 Ciclo Brayton con interenfriamiento, recalentamiento y
regeneracion . . . . . . . . . . . 9
4 Camara de Combustion 13
4.1 Aire Utilizado en el Proceso de Combustion . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . 13
4.2 Analisis del Proceso de Combustion . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . 15
4.3 Tipos de Camaras de Combustion . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . 16
4.3.1 Camaras de Combustion Tubulares . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . 16
4.3.2 Camaras de Combustion Anulares . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . 18
4.3.3 Camaras de Combustion Tubo-Anulares . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . 19
4.4 Turbinas de Gas Industriales . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . 19
4.5 Estabilidad de la Combustion . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . 21
4.6 Inyectores Centrfugos . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . . 26
5 Desarrollo de Tecnologas 28
5.1 Compresion Humeda . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . 28
5.2 Ciclo Cheng, CLN Cheng Low NOx . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . 29
5.3 Mejora en los alabes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . 32
5.4 Materiales . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . . 32
5.4.1 Barreras Termicas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . 34
5.4.2 Enfriamiento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . 36
5.4.3 Tecnicas de Fabricacion . . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . 38
5.5 Otros avances . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . . 39
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5.5.1 HOC Hydraulic Clearence Optimization . . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . 39
6 Centrales termicas a gas en Chile 41
6.1 Caractersticas de distintas plantas de turbinas a gas . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . 41
Bibliografa 46
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Captulo 1
Introduccion
Las necesidades de energa estan en constante aumento, llevado de
la mano con el crecimiento del
pas, es por eso que tener una matriz energetica diversificada ha
cobrado notoriedad e importancia en
los ultimos tiempos. Dentro de ello la generacion de
electricidad por parte de las turbinas a gas es menor
dentro del contexto nacional, siendo la configuracion mas
utilizada con la opcion de ciclo combinado,
donde la planta entera puede tener rendimientos del 55%,
superiores al de un planta sola, del orden del
35%.
El presente informe tratara de los origenes de la turbina a gas,
sus principios de funcionamiento,
y el avance en aplicaciones y tecnologias a lo largo de mas de
60 anos de desarrollo, aplicado a estas
maquinas, que basicamente es un mecanismo de transformacion de
energa, en donde se utiliza la energa
cinetica de algun fluido para la realizacion de trabajo
mecanico, siendo un dispositivo cclico generador
de potencia mediante sistemas de aspas que son empujadas por los
gases producto de una combustion.
Ademas se analizara el caso chileno y el mercado de turbinas a
gas en nuestro pas, en el cual se
usan principalmente en ciclos combinados, o si son unidades
independientes en los casos de hora punta,
donde la carga es mayor, pues primero operan las plantas con
costos marginales menores, como son las
centrales hidraulicas, y asi sucesivamente. Es por esto que alto
costo de los combustibles ve limitada el
uso de estas tecnologas.
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Captulo 2
Antecedentes
El ejemplo mas antiguo de la propulsion por gas puede ser
encontrado en un egipcio llamado Hero en
150 A.C.
Hero invento un juguete que rotaba en la parte superior de una
olla hirviendo debido al efecto del aire
o vapor caliente saliendo de un recipiente con salidas
organizadas de manera radial en un solo sentido
(Ver figura 2.1).
Figura 2.1: Esquema del juguete rotatorio de Hero.
En 1232, los chinos utilizaron cohetes para asustar a los
soldados enemigos.
Alrededor de 1500 D.C., Leonardo Davinci dibujo un esquema de un
dispositivo que rotaba debido
al efecto de los gases calientes que suban por una chimenea. El
dispositivo debera rotar la carne que
estaba asando.
En 1629 otro italiano desarrollo un dispositivo que uso el vapor
para rotar una turbina que mova
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maquinaria. Esta fue la primera aplicacion practica de la
turbina de vapor.
En 1678 un jesuita llamado Ferdinand Verbiest construyo un
modelo de un vehculo automotor que
usaban vapor de agua para movilizarse.
La primera patente para una turbina fue otorgada en 1791 a un
ingles llamado John Barber. Incor-
poraba mucho de los elementos de una turbina de gas moderna,
pero usaban un compresor alternativo.
Hay muchos otros ejemplos de turbina por varios inventores, pero
no son consideradas verdaderas
turbinas de gas porque utilizaban vapor en cierto punto del
proceso.
En 1872, un hombre llamado Stolze diseno la primera turbina de
gas. Incorporaba una turbina de
varias etapas y compresion en varias etapas con flujo axial
probo sus modelos funcionales en los anos
1900.
En 1914 Charles Curtis aplico para la primera patente en los
Estados Unidos para una turbina de
gas. Esta fue otorgada pero genero mucha controversia.
La Compana General Electric comenzo su division de turbinas de
gas en 1903. Un Ingeniero llamado
Stanford Moss dirigio la mayora de los proyectos. Su desarrollo
mas notable fue el turbo supercargador.
Este utilizaba los gases de escape de un motor alternativo para
mover una rueda de turbina que, a su
vez, mova un compresor centrfugo utilizado para supercargar.
Este elemento hizo posible construir las
primeras turbinas de gas confiables.
En los anos 30, tantos britanicos como alemanes disenaron
turbinas de gas para la propulsion de
aviones. Los alemanes alcanzaron a disenar aviones de propulsion
a chorro y lograron utilizarlos en la 2
guerra mundial.
Una turbina de gas simple esta compuesta de tres secciones
principales: un compresor, un quemador
y una turbina de potencia. Las turbinas de gas operan en base en
el principio del ciclo Brayton, en donde
aire comprimido es mezclado con combustible y quemado bajo
condiciones de presion constante. El gas
caliente producido por la combustion se le permite expanderse a
traves de la turbina y hacerla girar
para llevar a cabo trabajo. En una turbina de gas con una
eficiencia del 33%, aproximadamente 2/3
del trabajo producido se usa comprimiendo el aire. El otro 1/3
esta disponible para generar electricidad,
impulsar un dispositivo mecanico, etc.
Una variacion del sistema de turbina simple (Brayton) es el de
anadir un regenerador. El regenerador
es un intercambiador de calor que aprovecha la energa de los
gases calientes de escape al precalentar el
aire que entra a la camara de combustion. Este ciclo normalmente
es utilizado en turbinas que trabajan
con bajas presiones. Ejemplos de turbinas que usan este ciclo
son: la Solar Centaur de 3500 hp hasta la
General Electric Frame 5 de 35000 hp.
Las turbinas de gas con altas presiones de trabajo pueden
utilizar un interenfriador para enfriar el aire
ente las etapas de compresion, permitiendo quemar mas
combustible y generar mas potencia. El factor
limitante para la cantidad de combustible utilizado es la
temperatura de los gases calientes creados por
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la combustion, debido a que existen restricciones a las
temperaturas que pueden soportar los alabes de
la turbina y otras partes de la misma. Con los avances en la
Ingeniera de los materiales, estos lmites
siempre van aumentando. Una turbina de este tipo es la General
Electric LM1600 version marina.
Existen tambien turbinas de gas con varias etapas de combustion
y expansion y otras con interen-
friador y regenerador en el mismo ciclo.
Todos estos ciclos ademas de otras posibilidades de mejorarlos,
orientadas a mejorar partes especficas
de la turbina, se veran mas detalladamente en el presente
informe.
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Captulo 3
Ciclo Brayton
El ciclo de Brayton de aire normal, es el ciclo ideal de una
turbina de gas simple. El ciclo abierto de
una turbina de gas simple, que utiliza un proceso de combustion
interna se puede observar en la figura
3.1. Cabe anotar que tambien existe un ciclo cerrado teorico de
una turbina de gas simple el cual lo
podemos apreciar en la figura 3.1.
Figura 3.1: Esquema de una turbina de gas con ciclos de Brayton
(a) abieto y (b) cerrado.
En la figura 3.1 podemos observar el compresor, la camara de
combustion, la turbina, el aire y
combustible en el ciclo abierto Brayton.
Las turbinas de gas usualmente operan en un ciclo abierto, como
muestra la figura 3.1, aire fresco
en condiciones ambiente se introduce dentro del compresor donde
su temperatura y presion se eleva.
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El aire de alta presion sigue hacia la camara de combustion
donde el combustible se quema a presion
constante. Luego los gases de alta temperatura que resultan
entran a la turbina, donde se expanden
hasta la presion atmosferica, de tal forma que producen
potencia. Los gases de escape que salen de la
turbina se expulsan hacia fuera (no se recirculan), lo que
provoca que el ciclo se clasifique como un ciclo
abierto.
El ciclo de turbina de gas abierto recien escrito para modelarse
como un ciclo cerrado, del modo que
se muestra en la figura siguiente, mediante las suposiciones de
aire estandar.
En este caso los procesos de compresion y expansion permanecen
iguales, pero el proceso de com-
bustion se sustituye por un proceso de adicion de calor a
presion constante de una fuente externa, y el
proceso de escape se reemplaza pro uno de rechazo de calor a
presion constante hacia el aire ambiente.
El ciclo ideal que el fluido de trabajo experimenta en este
ciclo cerrado es el ciclo Brayton, que esta
integrado por cuatro procesos internamente reversibles, cuyas
etapas se pueden ver en diagras de PV y
TS en la figura 3.2:
1-2 compresion isentropica (en un compresor)
2-3 Adicion de calor a P=constante
3-4 Expansion isentropica (en una turbina)
4-1 Rechazo de calor a P=constante
Figura 3.2: Diagramas de (a) T-S y (b) P-V de un ciclo brayton
simple.
El fluido de trabajo en ciclo cerrado entra al intercambiador de
calor de temperatura elevada en el
estado 1, donde se le agrega energa a un proceso de presion
constante, hasta que alcanza la temperatura
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elevada del estado 2. Entonces, el fluido entra a la turbina y
tiene lugar una expansion isentropica,
produciendo cierta potencia. El fluido sale de la turbina al
estado 3 y pasa a ser enfriado, en un proceso
a presion constante, en el intercambiador de calor de
temperatura baja, de donde sale al estado 4, listo
para entrar al compresor. Ah el fluido es comprimido
isentropicamente al estado 1 y el ciclo se repite.
3.1 Rendimiento
El rendimiento del ciclo de Brayton de aire normal se encuentra
como sigue:
term = 1 QlQH
= 1 Cp(T4 T1)Cp(T3 T2) = 1
T1(T4/T1 1)T2(T3/T2 1) (3.1)
sin embargo notamos que,
P3P4
=P2P1
P3P2
=P4P1
P2P1
= (T2T1
)k/(k1) =P3P4
= (T3T4
)k/(k1)
T3T4
=T2T1
T3T2
=T4T1
yT3T2
1 = T4T1
1
term = 1 1(P2/P1)(k1)/k
(3.2)
El rendimiento del ciclo de Brayton de aire normal es, por lo
tanto, una funcion de la relacion
isentropica de presion. El rendimiento aumenta con la relacion
de presion, y esto es evidente en el
diagrama T-s ya que al ir aumentando la relacion de presion, se
cambiara el ciclo de 1-2-3-4-1 a 1-
2-3-4-1. El ultimo ciclo tiene mayor suministro de calor y la
misma cantidad de calor cedido, que el
ciclo original, y por tanto, tiene mayor rendimiento; advierta,
sin embargo, que el ultimo ciclo tiene una
temperatura maxima (T3) mas alta que la del ciclo (T3). En la
turbina de gas real, la temperatura
maxima del gas que entra a la turbina es determinada por
consideraciones metalurgicas. Por lo tanto si
fijamos la temperatura T3 y aumentamos la relacion de presion,
el ciclo resultante es 1-2-3-4-1. Este
ciclo tendra un rendimiento mas alto que el del ciclo original,
pero, de esta manera, cambia el trabajo
por kilogramo de substancia de trabajo.
Con el advenimiento de los reactores nucleares, el ciclo cerrado
de la turbina de gas ha cobrado gran
importancia. El calor se transmite ya sea directamente o a
traves de un segundo fluido, del combustible
en el reactor nuclear a la substancia de trabajo en la turbina
de gas; el calor es cedido de la substancia
de trabajo al medio exterior.
La turbina de gas real, difiere principalmente del ciclo ideal a
causa de las irreversibilidades en el
compresor y en la turbina y debido al descenso de presion en los
pasos de flujo y en la camara de
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combustion (o en el intercambiador de calor en una turbina de
ciclo cerrado). Los rendimientos del
compresor y de la turbina estan definidos en relacion a los
procesos isentropicos.
3.2 Cclo Brayton con regeneracion
En los motores de las turbinas de gas, la temperatura de los
gases de escape que salen de la turbina
suelen ser bastante mayor que la temperatura del aire que
abandona el compresor. Por consiguiente, el
aire de alta presion que sale del compresor puede calentarse
transfiriendole calor de los gases de escape
calientes en un intercambiador de calor a contraflujo, el cual
se conoce tambien como un regenerador o
recuperador (ver figura 3.3.
Figura 3.3: Esquema de un ciclo Brayton con regeneracion
La eficiencia termica del ciclo Brayton aumenta debido a la
regeneracion, en virtud de que la porcion
de energa de los gases de escape que normalmente se libera en
los alrededores ahora se usa para
precalentar el aire que entra a la camara de combustion. Esto, a
su vez, disminuye los requerimientos de
entrada de calor (y en consecuencia, de combustible) para la
misma salida de trabajo neta. Sin embargo,
el empleo de un regenerador se recomienda solo cuando la
temperatura de escape de la turbina es mas
alta que la temperatura de salida del compresor. De otro modo,
el calor fluira en la direccion inversa
(hacia los gases de escape), y reducira eficiencia. Esta
relacion se encuentra en las maquinas de turbina
de gas que operan a relaciones de presion muy altas (ver figura
3.4).
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Figura 3.4: Eficiencia termica del ciclo Brayton ideal con y sin
regeneracion
Es evidente que un regenerador con una eficacia mas alta
ahorrara una gran cantidad de combustible
puesto, que precalentara el aire a una temperatura mas elevada,
antes de la combustion. Sin embargo,
lograr una eficacia mayor requiere el empleo de un regenerador
mas grande, el cual implica un precio
superior y provoca una cada de presion mas grande. En
consecuencia, el uso de un regenerador con
eficacia muy alta no puede justificarse economicamente a menos
que los ahorros de combustible superen
los gastos adicionales involucrados. La mayora de los
regeneradores utilizados en la practica tienen
eficacias por debajo de 0.85.
Por consiguiente la eficiencia termica de un ciclo Brayton con
regeneracion depende de la relacion
entre la mnima y la maxima temperaturas, as como la relacion de
presion.
3.3 Ciclo Brayton con interenfriamiento, recalentamiento y
regeneracion
El trabajo neto de un ciclo de turbina de gas es la diferencia
entre la salida de trabajo de la turbina
y la entrada de trabajo del compresor, y puede incrementarse si
se reduce el trabajo del compresor o
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si aumenta el de la turbina o ambos. El trabajo requerido para
comprimir un gas entre dos presiones
especificadas puede disminuirse al efectuar el proceso de
compresion en etapas y al enfriar el gas entre
ellas, es decir, si se emplea con presion de etapas multiples
con interenfriamiento. Cuando aumenta
el numero de etapas, el proceso de compresion se vuelve
isotermico a la temperatura de entrada del
compresor y el trabajo de compresion disminuye (ver figura
3.5).
Figura 3.5: Esquema de una turbina a gas con
interenfriamiento.
De igual modo, la salida de trabajo de un turbina que opera
entra dos niveles de presion aumenta
al expandir el gas en etapas y recalentarlo entre ellas, esto
es, si se usa expansion de multiples etapas
con recalentamiento. Esto se lleva a cabo sin elevar la
temperatura maxima en el ciclo (ver figura 3.6).
Cuando aumenta el numero de etapas, el proceso de expansion se
vuelve isotermico. El argumento
anterior se basa en un simple principio: el trabajo de
compresion o expansion de flujo permanente es
proporcional al volumen especfico de fluido. Por consiguiente,
el volumen especifico del fluido de trabajo
debe ser los mas bajo posible durante un proceso de compresion y
lo mas alto posible durante un proceso
de expansion. Esto es precisamente lo que logran el
interenfriamiento y el recalentamiento.
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Figura 3.6: Esquema de una turbina a gas con
recalentamiento.
El fluido de trabajo sale del compresor a una temperatura menor
y de la turbina a una temperatura
mas alta, cuando se usa en interenfriamiento y recalentamiento.
Esto hace que la regeneracion sea mas
atractiva ya que existe un mayor potencial para ella. Ademas los
gases que salen del compresor pueden
calentarse a una temperatura mas alta antes de que entren a la
camara de combustion debido a la
temperatura mas elevada del escape de la turbina.
Un diagrama esquematico del arreglo fsico de un ciclo de turbina
de gas de dos etapas con interen-
friamiento, recalentamiento y regeneracion se muestra en la
figura 3.7
Figura 3.7: Esquema de una turbuina a gas con interenfriamiento,
recalentamiento y regeneracion.
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El gas entra a la primera etapa del compresor en el estado 1, se
comprime de modo isentropico
hasta una presion intermedia P2; se enfra hasta una presion
constante hasta el estado 3 (T3 = T1 )
y se comprime en la segunda etapa isentropicamente hasta la
presion final P4. En el estado 4 el gas
entra al regenerador, donde se calienta hasta T5 a una presion
constante. En un regenerador ideal, el
gas saldra del regenerador a la temperatura del escape de la
turbina, es decir, T5 = T9. El proceso de
adicion de calor (o combustion) primario toma lugar entre los
estados 5 y 6. El gas entra a la primera
etapa de la turbina en el estado 6 y se expande isentropicamente
hasta el estado 7, donde entra al
recalentador. Se recalienta a presion constante hasta el estado
8 (T8 = T6), donde entra a la segunda
etapa de la turbina. El gas sale de la turbina en el estado 9 y
entra al regenerador, donde se enfra hasta
el estado 1 a presion constante. El ciclo se completa cuando el
gas enfra hasta el estado inicial.
La relacion de trabajo de retroceso de un ciclo de turbina de
gas mejora debido al interenfriamiento
y el recalentamiento. Sin embargo, esto no significa que la
eficiencia termica tambien mejorara. El hecho
es que el interenfriamiento y el recalentamiento siempre
disminuiran la eficiencia termica a menos que
se acompanen de la regeneracion. Ya que el interenfriamiento
disminuye la presion promedio a la cual
se anade el calor, y el recalentamiento aumenta la temperatura
promedio a la cual el calor se rechaza,.
Por tanto, en centrales electricas de turbina de gas, el
interenfriamiento y recalentamiento se utilizan
siempre en conjuncion con la regeneracion.
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Captulo 4
Camara de Combustion
Una camara de combustion de turbina de gas consta de:
Un armazon exterior que resiste las presiones de los gases y que
puede ser de acero ferrtico.
Un armazon interior sometido a temperaturas elevadas que, al
menos en su parte superior en lasverticales, o donde van los
quemadores en las horizontales, se debe construir de acero
austentico
o de material refractario. La sustentacion del armazon interior
debe permitir la libertad de las
dilataciones.
Los principales factores a tener en cuenta en el diseno de la
camara de combustion de una turbina
de gas, dependen de sus condiciones operativas, de entre las que
podemos destacar las siguientes:
La combustion tiene que ser estable, para permitir las fuertes
variaciones de la relacion aire-
combustible que para los ciclos regenerativos esta entre 60/1 y
120/1, y para los no regenerativos
entre 100/1 y 200/1.
La velocidad del fluido oscila, en la mayor parte de los casos,
entre 30 y 60 ms .
En las turbinas de gas usadas en aviacion, el problema de la
estabilidad de la llama es aun mas
complejo, a causa de la variacion de las presiones de combustion
debido a la altura, a la velocidad de
vuelo, y al grado de carga (despegue, ascension,
aproximacion).
4.1 Aire Utilizado en el Proceso de Combustion
La masa de aire teoricamente necesaria para la combustion de 1
kg de combustible se determina a
partir de las reacciones estequiometricas de la combustion; para
los combustibles lquidos utilizados
normalmente en las turbinas de gas, la relacion aire-combustible
estequiometrica esta entre 14,7 y 15
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pudiendose tomar 14,9 como valor medio. La cantidad de aire real
suministrada al combustible es mayor
que la teorica, definiendose un coeficiente de exceso de aire a,
como la relacion entre la cantidad real
de aire y la estequiometrica, por kilogramo de combustible. Para
que la combustion tenga lugar total-
mente dentro de la camara de combustion, es necesario que todos
los procesos se realicen con suficiente
rapidez, ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire
a una velocidad determinada. Por esta
razon, la combustion en estas camaras solo es posible cuando la
velocidad de propagacion de la llama
sea del mismo orden que la velocidad de la corriente.
La temperatura de la combustion y, en consecuencia, la velocidad
de propagacion de la llama de-
pende del coeficiente de exceso de aire, obteniendose su valor
maximo para un coeficiente de exceso de
aire a = 1, aproximadamente.
Para mezclas ricas, a < 1, la temperatura de combustion
disminuye debido a la combustion incom-
pleta. En las mezclas pobres, a > 1, tambien disminuye debido
a la dilucion por el aire de los productos
de la combustion.
Como la relacion aire-combustible de funcionamiento global es
del orden de 60/1 para las condi-
ciones de diseno, mientras que la estequiometrica es de
aproximadamente 15/1, es necesario que el aire
suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en
la camara de combustion. En el proceso
de inyeccion de aire se pueden distinguir tres fases que dan
lugar a lo que se conoce como aire primario,
aire secundario y aire terciario.
Aire primario: Se corresponde aproximadamente con un 15% a 20%
del aire total y se introduce
alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de
aire-combustible relativamente rica con el
objeto de obtener una temperatura elevada, necesaria para una
combustion rapida, r = 1.
Aire secundario: Se corresponde aproximadamente con un 30% del
aire total; se introduce a traves
de orificios practicados en el tubo de llama para completar la
combustion; para que el rendimiento sea
elevado, hay que inyectar el aire en los puntos adecuados a fin
de evitar que la llama se enfre localmente
dando lugar a una drastica disminucion de la velocidad de
combustion en esa zona. El aire secundario
proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a 1, 5
o riqueza 1/1,5 = 0,66 a 0,7.
Aire terciario: El aire restante, 50% a 55%, se mezcla con los
productos de la combustion en la
zona de dilucion, con el objeto de reducir su temperatura hasta
la requerida a la entrada de la turbina.
Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las
corrientes caliente y fra se mezclen a fondo y
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as conseguir una distribucion de temperaturas a la salida
prefijada de antemano.
4.2 Analisis del Proceso de Combustion
El proceso de la combustion ha de tener lugar en su totalidad,
dentro de la camara de combustion, a
fin de evitar que los alabes de la turbina esten sometidos a las
elevadas temperaturas de las llamas.
Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para
que la temperatura de los productos de
combustion al incidir en los alabes no sea excesiva y no se
produzcan excesivos problemas de corrosion o
fatiga en los mismos, y mantener los efectos derivados de la
deformacion plastica dentro de lmites acept-
ables. El ndice de exceso de aire con el que trabajan las
turbinas suele estar comprendido entre 2,75 y 5.
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de
combustibles:
Gaseosos, gas natural, propano.
Lquidos, gasoleo, gasolinas y en algunos casos fuel de bajo
contenido en azufre.
Los combustibles empleados tienen que estar libres de partculas
e impurezas solidas para evitar
cualquier tipo de erosiones en los alabes de la turbina. La
ausencia de azufre en la composicion del
combustible permite un nivel de recuperacion del calor contenido
en los gases de escape superior al que
se puede conseguir con otros combustibles. Por este motivo y por
razones economicas, un combustible
muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas
natural, y su posibilidad de empleo en
la post-combustion que se realiza normalmente mediante
quemadores en vena de aire y tiene por objeto
elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina,
utilizando como comburente los mismos
gases, para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera
de recuperacion.
Los combustibles lquidos presentan, frente a los gaseosos, otras
desventajas como el sistema de
filtrado que es mas complicado; ademas es necesario atomizar el
combustible a una presion elevada,
resultando una menor calidad en la formacion de la mezcla, por
lo que el rendimiento de la turbina es
algo inferior.
En el caso del gas natural, al tratarse de un suministro por
canalizacion y aunque tambien se nece-
sitan unos requisitos de presion de suministro que son funcion
de la turbina a instalar, la elevacion de
presion solamente se debe realizar desde la presion de
suministro hasta la presion de utilizacion en el
aparato.
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Las perdidas de carga en la camara de combustion de una turbina
de gas han de ser mnimas, ya
que afectan al consumo especfico y a la potencia especfica de la
turbina; generalmente las normas de
diseno tienden a mejorar el proceso de la combustion, como la
formacion de la mezcla, estabilidad de
la llama, etc., y conducen a su vez a un aumento de las perdidas
de carga.
Perdidas termicas mnimas a traves de las paredes y por
combustion incompleta.
Debe evitarse la formacion de depositos de carbon, pues estas
pequenas partculas al ser arrastradas
por el flujo, erosionan los alabes de la turbina; asimismo,
bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo
largo de las paredes, causando sobrecalentamientos locales que
disminuyen la vida de la camara; hay que
tener en cuenta, que el carbon depositado en las paredes se
puede desprender a causa de las vibraciones
y causar serios desperfectos en los alabes de la turbina.
La emision de humos por el escape, desde el punto de vista de la
contaminacion ambiental, es otro
de los factores a tener en cuenta, tanto en las turbinas de gas
industriales, como en las de aviacion. En
las turbinas de gas de ciclo regenerativo, el ensuciamiento del
cambiador de calor por el holln de escape,
reduce el rendimiento de la maquina, existiendo el riesgo de
destruccion del intercambiador por incendio.
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el
encendido de la camara; las bajas presiones y
las altas velocidades dificultan el arranque, aspecto que en las
turbinas de gas de aviacion adquiere una
importancia considerable.
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre s, por lo
que resulta obvia la complejidad que
presenta el diseno de una camara de combustion, sobre todo si el
regimen de funcionamiento tiene que
ser variable.
4.3 Tipos de Camaras de Combustion
4.3.1 Camaras de Combustion Tubulares
Las camaras de combustion individual o independiente, en numero
variable de 5 a 10, se emplearon en
los primeros motores de aviacion y, en la actualidad, en
pequenas turbinas de gas industriales y mari-
nas, siendo las mas empleadas en motores de compresor centrfugo
y en algunos axiales. Van situadas
alrededor del eje que une el compresor y la turbina; constan
cada una de ellas de su propio inyector
procedente de una lnea de suministro comun, de una doble pared o
tubo, de los cuales el interior se
denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la
combustion y de una envolvente exterior,
16
-
ver figura (4.1). Dos de las camaras de combustion van dotadas
de buja de encendido; la razon de llevar
dos bujas es exclusivamente por seguridad, pues con una sola
sera suficiente.
El motor de reaccion, no necesita encendido continuo una vez que
el motor ha arrancado, dado que
al haber un foco encendido e inyectar permanentemente
combustible, la combustion se mantiene sin
necesidad de llevar conectado el sistema.
Figura 4.1: Camara de Combustion Tubular.
Se conectara en despegue, toma de tierra y ciertas condiciones
anormales de turbulencia, ingestion
de agua volando en lluvia fuerte, etc. Para que la combustion
alcance todas las camaras de combustion
independientes, estas van unidas por unos tubos de propagacion
de la llama denominados interconec-
tores de llama.
El aire de descarga del compresor al entrar en la camara se
divide en dos; el aire primario, 25% del
total entra por el centro de la camara para realizar la
combustion y el 75% restante, aire secundario,
pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la
camara.
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales
penetra el aire secundario que reduce
la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800oC que
alcanza en la zona de combustion, a
unos 1000oC que puede permitir la turbina, formando una capa de
aire de refrigeracion entre la camara
y el exterior. Estas camaras de combustion, tienen una buena
resistencia estructural y ligereza de pe-
so, ademas de un mantenimiento y sustitucion mas sencilla, pero
su rendimiento es inferior a las anulares.
Puede ocurrir, si se presentan averas en algunos inyectores, que
los alabes del primer escalon de la
turbina esten sometidos a diferencias de temperatura que
produzcan deformaciones en dichos alabes.
Este tipo de camara se presta muy bien para turbinas de gas que
trabajan con compresores centrfugos,
en los que el flujo de aire es dividido por los alabes del
difusor en corrientes separadas, alimentando
17
-
cada una de ellas la camara tubular correspondiente.
4.3.2 Camaras de Combustion Anulares
Cuando el compresor es axial, en aviacion resulta mas adecuado
utilizar una unica camara anular, la
cual rodea al eje del compresor-turbina; dicha camara consta de
un solo tubo de llama, tambien anular,
y una serie de inyectores cuyo numero puede oscilar entre 12 y
20.
Figura 4.2: Camaras de Combustion Anular.
De esta forma, el espacio comprendido entre el compresor y la
turbina se aprovecha al maximo
dando lugar a un motor de seccion frontal mas reducida,
produciendose en comparacion con el anterior,
menores perdidas de carga; en la figura (4.2) se indica un
esquema de este tipo de turbina.
Tienen un rendimiento mas alto que las individuales,
relacionandose mejor la mezcla aire-combustible
y presentando menores perdidas de presion, as como una mejor
refrigeracion de los gases durante la
combustion.
Este modelo presenta los siguientes inconvenientes:
Resulta muy difcil obtener una distribucion uniforme de la
relacion combustible-aire a pesar deutilizar un gran numero de
inyectores.
Como consecuencia de lo anterior, se presentan problemas a la
salida de la camara para conseguiruna distribucion uniforme de
temperatura.
Estructuralmente son mas debiles, por lo que es difcil impedir
que se produzcan deformaciones enlas paredes calientes del tubo de
llama, problema que es particularmente preocupante en motores
de gran diametro.
18
-
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin
desmontar el motor del avion, loque implica mayores problemas de
costos y tiempo de mantenimiento.
4.3.3 Camaras de Combustion Tubo-Anulares
Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo
de camara mixta, que consiste en una
serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente
alrededor de una carcasa anular.
Este tipo de camara se utiliza bastante en los motores grandes
de aviacion; en la figura (4.3) se
representa un esquema de camara tubo-anular.
Figura 4.3: Esquema de camara de combustion tubo-anular.
Figura 4.4: Camara de combustion de un reactor de pre-mezcla
pobre.
4.4 Turbinas de Gas Industriales
En las turbinas de gas industriales, el espacio ocupado por el
sistema de combustion tiene solamente
una importancia relativa.
19
-
La combustion se puede realizar en una o dos camaras de gran
tamano conectadas con la admision
de la turbina por medio de un caracol; cuando el ciclo sea
regenerativo, estas camaras van precedidas por
el regenerador. En las turbinas de gas industriales medianas o
grandes se utilizan, con cierta frecuencia,
camaras de combustion verticales de forma que el flujo de aire
circule en contracorriente con el de los
productos de la combustion. Este tipo de camaras tiene su origen
en las antiguas calderas Velox que
se desarrollaron a partir de los anos 50 para responder a las
exigencias impuestas por la utilizacion de
combustibles de mala calidad. El aire procedente del compresor
barre la zona exterior del tubo evitandose
de esta forma problemas de oxidacion en el mismo.
Figura 4.5: Turbina de gas Industrial.
El quemador va situado en el centro de la parte superior de la
camara, asegurandose la pulverizacion
del combustible, que se calienta por radiacion de la llama y por
las paredes de la camara que estan a
una temperatura suficiente, del orden de 1000C, se vaporiza y
arde.
20
-
El aire primario se distribuye en remolino alrededor del
quemador; este movimiento helicoidal asegura
en la parte central una velocidad de flujo reducido y produce
ademas corrientes de retorno que facilitan
la combustion. El aire de mezcla primario no se debe inyectar
demasiado pronto a fin de dejar que la
combustion tenga el tiempo necesario para efectuarse
completamente.
Por tanto, la mezcla tiene lugar en la parte inferior de la
camara, debiendo asegurarse una pene-
tracion adecuada del aire secundario en el interior de la masa
de los gases de combustion, disponiendo
cierto numero de chorros perpendiculares a las paredes.
Figura 4.6: Camara de combustion vertical, turbina de gas
industrial.
4.5 Estabilidad de la Combustion
El procedimiento de introduccion del aire por zonas no es
suficiente para conseguir la estabilizacion
total del proceso de combustion en una corriente de aire que se
mueve con una velocidad superior a la
velocidad de la llama.
21
-
La configuracion gasodinamica del flujo viene determinada por la
forma y colocacion de los dispos-
itivos de admision de aire primario y secundario en el tubo de
llama de la camara de combustion. Por
ello, estos dispositivos juegan un papel muy importante en la
estabilizacion de la llama. A continuacion
examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener
una llama estable.
En las camaras con torbellinador, el combustible se inyecta en
la misma direccion que la corriente de
aire, mientras que el aire primario se introduce a traves de
unos alabes radiales torsionados, conocidos
como alabes torbellinadores, creandose en el tubo de llama una
corriente de aire que gira con relacion
al eje de la camara como se muestra en la figura (4.7).
De esta forma se crea cerca del eje de la camara una zona de
bajas presiones y a consecuencia de
esto se originan contracorrientes de aire que aseguran la
estabilidad de la llama, creando en la zona
de combustion superficies con pequenas velocidades de aire del
orden de 15 a 25 m/seg; estas contra-
corrientes garantizan una buena mezcla del combustible con el
aire, mejorandose la vaporizacion del
combustible y la inflamacion de la mezcla fresca.
Figura 4.7: Camara de combustion con torbellinador.
A veces, se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el
torbellinador, inyectando aire secundario
por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el
tubo de llama, en vez de hacerlo a traves
de orificios planos. Parte de este aire secundario se ve
arrastrado a su vez hacia la zona de baja presion
y dirigido hacia los chorros de combustible. Hay que tener
presente que el empleo del torbellinador
ocasiona mayores perdidas hidraulicas.
Existen otros metodos que prescinden del torbellinador para
crear una configuracion gasodinamica
adecuada para la estabilidad de la llama, siendo algunos tipos
de camaras de combustion, los siguientes:
22
-
Figura 4.8: Sistema de inyeccion de geometra variable.
Figura 4.9: Sistema de inyeccion en camaras de combustion de
turbinas de aviacion.
En algunas camaras de combustion se consigue una adecuada
distribucion, tanto de la corriente en
la zona de combustion, como de la estabilidad de la llama,
introduciendo la mayor parte del aire primario
a traves de las paredes laterales del tubo de llama, a cierta
distancia del inyector, figura (4.10), y diri-
giendola hacia este. Una mnima parte de este aire primario entra
a traves de unos orificios practicados
en la superficie frontal para refrigerar el inyector.
Figura 4.10: Introduccion lateral del aire primario.
23
-
Otra posibilidad consiste en efectuar la inyeccion hacia atras,
lo cual proporciona una buena mezcla
del combustible con el aire primario; sin embargo resulta muy
difcil impedir que el inyector se recaliente
y en consecuencia se deteriore. Por esta razon, este
procedimiento se utiliza mas en camaras de post-
combustion de turbinas de gas de aviacion, figura (4.11), los
post-quemadores solo actuan en perodos
cortos para incrementar el empuje.
Figura 4.11: Inyeccion hacia atras.
En la figura (4.12), se representa un sistema vaporizador en el
que se inyecta el combustible a baja
presion en unos tubos en forma de baston situados en la zona
primaria. De los tubos del vaporizador
sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido
contrario al flujo, mezclandose con el
aire primario restante que sale de unos orificios situados en
una pantalla alrededor de los conductos
de suministro de combustible. Con este sistema se consigue
superar la dificultad de obtener una buena
distribucion de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo
de gasto de combustible. El problema
fundamental que se presenta es el de evitar la formacion de
depositos de carbon por el craking del
combustible en los tubos del vaporizador, que traen como
consecuencia sobrecalentamientos locales de
los mismos.
Figura 4.12: Inyeccion a baja.
Para cualquier camara de combustion existe un lmite de mezcla
pobre mas alla del cual la llama
24
-
resulta inestable. Se suele tomar como lmite la relacion
aire-combustible a la que la llama se apaga, si
bien la inestabilidad se presenta, generalmente, antes de que se
alcance dicho lmite. Esto se pone de
manifiesto por un funcionamiento duro, que origina vibraciones
aerodinamicas que acortan la vida de la
camara y ocasionan vibraciones en los alabes de la turbina.
En la figura (4.13) se ha representado la curva de estabilidad,
representando en ordenadas la relacion
aire-combustible y en abscisas el gasto de aire, que es el
cociente entre la relacion estequiometrica y la
relacion aire-combustible: Gasto de aire = 1/riqueza.
Figura 4.13: Curva de estabilidad.
Para que una camara de combustion resulte adecuada para una
cierta funcion, su margen operativo
que viene definido por la curva de estabilidad, debe cubrir el
margen de relaciones aire-combustible, y de
los gastos masicos requeridos por la turbina. Tambien es preciso
comprobar situaciones lmite, como las
que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones; en una
aceleracion se produce un rapido aumento
del gasto de combustible inyectado, mientras que el gasto de
aire no alcanza su nuevo regimen, por lo
que transitoriamente bajara la relacion aire/combustible, mezcla
rica. Mediante un dispositivo que lleva
el sistema de regulacion se limita el aumento del gasto de
combustible a fin de que la llama no se apague.
Otro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad
depende de la presion en el interior
de la camara, estrechandose los lmites de estabilidad al
decrecer la presion debido a la consiguiente
disminucion de la velocidad de la combustion.
25
-
Por lo tanto, para las turbinas de gas de aviacion conviene
comprobar que, para la maxima altura
de vuelo, los lmites sean suficientemente amplios. Si los lmites
de estabilidad son demasiado estrechos
habra que intensificar la recirculacion en la zona primaria.
4.6 Inyectores Centrfugos
Aunque cada vez se presta mas atencion a los sistemas
vaporizadores, en la mayora de las camaras
de combustion se emplean sistemas de inyeccion de combustible de
alta presion, en los que el com-
bustible se inyecta a traves de un orificio de pequeno diametro,
dando lugar a una pulverizacion de finas
gotas, en forma de cono, en el seno de la zona de aire
comprimido. Conviene senalar que cuando se
utilizan sistemas vaporizadores, es necesario disponer de un
quemador auxiliar para iniciar la combustion.
El inyector es una boquilla especial que pulveriza un chorro de
combustible al exterior, disgregandole
en gotas finsimas. Los inyectores centrfugos o de remolino
pulverizan el combustible en las camaras
de combustion en las turbinas de gas de aviacion, as como en los
motores cohete de combustible lquido.
El principio del funcionamiento del inyector centrfugo consiste
en comunicar al combustible un
movimiento de rotacion y un estrechamiento, figura (4.14). El
momento de la cantidad de movimiento
debido al suministro tangencial del combustible permanece,
aproximadamente, constante durante su
paso en el interior del inyector, por lo que, mientras el flujo
se va estrechando, la componente rotatoria
de la velocidad utorb aumenta considerablemente, surgiendo
potentes fuerzas centrfugas que presionan
al combustible contra las paredes, formando una capa fina que al
salir del inyector, se disgrega en gotas
pequensimas.
Figura 4.14: Esquema de un inyector centrfugo.
26
-
A lo largo del eje del inyector se forma un torbellino gaseoso
con una presion superficial que, a la
salida, se aproxima a la reinante en la camara de combustion. El
flujo del lquido no llena totalmente
el orificio de salida del inyector de diametro (2 r0) ya que el
flujo tiene una seccion transversal anular,
cuya parte central esta ocupada por un remolino gaseoso de
diametro (2 rtorb) por lo que aparece un
coeficiente de contraccion que para el inyector es generalmente
mucho menor que la unidad.
En consecuencia y dado que la resultante de la velocidad
relativa del inyector V no es perpendicular
a la superficie del orificio, el coeficiente de gasto del
inyector es siempre bastante menor que la unidad
y vara ampliamente dependiendo de la forma y de las dimensiones
del inyector.
El gasto masico del inyector Q se calcula, como en cualquier
orificio, en la forma:
Q = S2gH (4.1)
En la que es el coeficiente de contraccion del chorro.
27
-
Captulo 5
Desarrollo de Tecnologas
Entre las varias tecnologas que se han estudiado y aplicado a
las Turbinas a Gas (TG), se mencionan
las siguientes.
5.1 Compresion Humeda
El rendimiento de la turbina depende de las condiciones
ambientales de las instalaciones donde esta la
turbina, particularmente de la temperatura del aire, cuyas
variaciones tienen una gran influencia en la
eficiencia y la potencia generada en la planta, por lo anterior
es necesario contar con tecnologas flexibles
que permitan operar bajo condiciones distintas de las nominales,
especialmente en meses de verano. El
objetivo es acondicionar el aire entrante al compresor,
permitiendo que se opere casi independiente de las
condiciones exteriores, algunos de estos sistemas son
enfriamiento evaporativo, fogging, enfriamiento
mecanico, entre otros.
Por ejemplo si se considera una TG operando en condiciones ISO
(T1I SO = 15C, pI SO = 1.013 bar,
i = 0.6) con una razon de presiones I SO = 11.1, T3 = 1150C, C =
0.85, T = 0.87, si la temperatura
ambiente se eleva 1oC, la potencia estimada baja en cerca de
0.6-0.7%; en estas condiciones la eficiencia
decrece cerca del 0.2%[1].
La compresion humeda tomo relevancia en los noventa, tambien
llamada overfogging o spray-
fogging, consiste en la inyeccion de agua atomizada dentro del
flujo de aire entrante al compresor,
fluyendo a traves de las etapas del compresor, y a causa del
calor generado por la elevada presion, esta
evapora y enfria el flujo de aire, siguiendo una cada en la
temperatura de descarga del compresor, el
trabajo del compresor disminuye, y el flujo masico aumenta
debido a la inyeccion de agua, por lo que
existe una mejora en el output de la TG, y de la eficiencia.
Uno de los problemas de esta tecnica es una erosion de los
alabes del compresor y una distorsion en
la estructura de apoyos de la TG , tambien los margenes del
surging se ven disminuidos. Para mitigar
los efectos anteriores las gotas de agua inyectadas deben ser
muy pequenas, para que se evaporen en
un periodo corto, por lo que la instalacion de las toberas de
spray deben ser correctamente hechas.
28
-
Figura 5.1: Esquema del proceso de compresion humeda.
El agua inyectada es mayor de lo que podra evaporar en
condiciones ambientales (Ta, Presion,
Humedad Relativa (HR)), por lo que algunas gotas son
transportadas dentro del compresor, por el
sistema de aire. En cada etapa, al aumentar la Ta por el aumento
de presion, la humedad relativa
disminuye, por lo que hay una evaporacion adicional de las gotas
que aun estan presentes en el compresor
y un descenso en la Ta, as este efecto de interenfriamiento
continuo reduce el trabajo especfico del
compresor, y eleva el flujo masico hacia la turbina. Con lo
anterior se pueden lograr aumentos de la
eficiencia del orden de 0.3-1.3% segun Ta ambiente y el flujo
masico de agua[1].
Algunos autores(De Lucia et al(1995))sugieren que se puede
aumentar la potencia en un 2-4%[2],
dependiendo del clima, este sistema prueba ser simple y
economico.Aunque uno de los problemas es
la erosion y desgaste que pueden producir estas gotas. Otras
formas de humidificar el aire, es hacerlo
circular por fibras o plataformas, que humedecen el aire.
5.2 Ciclo Cheng, CLN Cheng Low NOx
Este ciclo fue implementado en el ano 1984 por Dah Yu Cheng,
aunque ideado con anterioridad,
quien vio las posibilades comerciales, de inyectar vapor en
turbinas pequenas y medianas en plantas
de cogeneracion industrial que usen HRSG (Heat Recovery Steam
Generator) para producir vapor de
proceso, el que se inyecta, mezclandolo con el combustible,
previo a la combustion. EL principio de
funcionamiento requiere una mezcla homogenea de combustible y
vapor para lograr el mayor momentum
por el mayor caudal[3], en que se busca:
mejorar la tasa de difusion del oxgeno
29
-
reducir la superficie que envuelve la llama
reducir o bloquear la penetracion de N2 en la estructura de la
llama
reducir el tiempo de residencia del N2 y O2 en la zona
caliente
reducir la zona de temperatura caliente
Una imagen de la llama en este ciclo se aprecia en la siguiente
figura:
Figura 5.2: Esquema de la llama en diferentes situaciones
El diagrama de bloques de esta tecnologa se observa a
continuacion:
30
-
Combustion:OEM Liners
OEM Nozzles
Compressor Turbine
CLNComputer
Stm/FuelMixer
HRSG
Fuel
Air
Saturated or Superheated Steam
Stm/FuelMixture to
Turbine
Applicable Models
501- KB5(x) 501-KB7(x)501-KH(x)
501-KC
Note: All on-engine CLN mods are with OEM
hardware: LE(x) liners, low Btu fuel nozzles, and fuel
manifolding
Control Wiring
Working Fluids (Fuel, Steam, Air)
Figura 5.3: Diagrama de bloques del ciclo Cheng
El objetivo principal de esta mejora es la de reducir los Oxidos
Nitrosos, evitando tener equipos
postcombustion, a la salida de los gases de escape, como se ve
en la figura5.4. En algunos casos se
ha llegado hasta 9.5 ppm de NOx con una razon
vapor/combustible(masa) de 2.35[3], una grafica del
comportamiento esperado se ve en la figura5.5 para distintas
configuraciones, y TG en estudio, cabe
destacar, que al aumentar la razon vapor/combustible disminuyen
las emisiones.
CombustionModification
CatalyticCombustion
(Kawasaki M1A)
Post-Combustion Treatment
Lean-PremixDry-Control
Diffusion FlameSteam/Water
Injection
SCR SCONOX
DLN, DLE, SOLONOX
TraditionalMethods CLN
Technology
NOx Reduction in Gas Turbines
Figura 5.4: Metodos de abatimiento de NOx
31
-
CLNActual Results
0
20
40
60
80
100
120
140
160
0 0.5 1 1.5 2 2.5 3Steam to Fuel Ratio (mass)
p pm
KB5 Demo-NOx-1895 Deg F CTIT
KB5 Demo - CO
Chevron - NOx
Germany KB7-NOx-(LE-2)1935 Deg F
Germany KB7-NOx-(LE-2) 1775 DegF
Germany KB7-CO
OEM CO - On Water Injection
KB-7S Water Injection Emissions Results Rolls-
RoyceDecember 2001
Figura 5.5: Grafico de las emisiones de NOx para algunos
estudios efectuados.
La parte mas complicada del asunto es proveer el flujo correcto
de vapor, por ello el set de toberas
de combustion y mezclador, disenadas especialmente para cada
caso es de suma importancia, para que
permitan una mezcla homogenea, e incremente la tasa de difusion,
mejorando la tasa de combustion.
Como resultado se tiene una Ta del peak de la llama mas baja,
una distribucion de Ta mas uniforme, y
perodo mas corto de residencia, que combinados inhiben la
formacion de NOx [4]. Entre otras ventajas,
permite tambien reducir CO, elimina la necesidad de sistemas
SCR(Selective Catalyst Reduction) o DLE,
aumenta la potencia de salida, elimina la inyeccion de agua,
entre otras.
5.3 Mejora en los alabes
5.4 Materiales
La eficiencia de la turbina esta relacionada con la temperatura
de entrada a la turbina TIT (Turbine
Inlet Temperature), y el poder aumentar esta en pro de mejorar
el rendimiento, y obtener una mayor
potencia de salida, es en lo que se ha trabajado durante
decadas. As para lograr rendimientos termicos del
orden del 38% en ciclos simples y del orden del 58-60% en ciclo
combinado, los disenos han evolucionado
para contar con materiales resistentes al creep(termofluencia),
fatiga termica, resistencia a la oxidacion,
estabilidad termal, entre otras. Por esto los esfuerzos para
mejorar las propiedades mecanicas y termicas
estan enfocadas en encontrar nuevas aleaciones, y perfeccionar
las tecnicas de construccion.
Si se aumenta la TIT pudiese ser aumentada en 56 K es posible
tener un incremento de un 4% en la
potencia de salida [6]. Cerca del 2% [6] del costo de las
turbinas en una planta de generacion electrica
corresponde a las superaleaciones usadas. El grafico de las
eficiencias y trabajo neto alacanzado por el
32
-
aumento de la TIT se observan en la figura 5.6 y 5.7.
Figura 5.6: Trabajo neto ciclo Brayton simple(Hagel,1987)
[6].
Figura 5.7: Eficiencia ciclo Brayton-Rankine(Hagel,1987)
[6].
Una evolucion de las temperaturas, y tecnologias a lo largo de
los anos, se aprecia en la figura 5.8,
ah se muestran las principales tendencias a lo largo demas de
sesenta anos de desarrollo aplicado a los
alabes em cuanto a materiales, tecnicas de construccion,
enfrimamiento, entre otras. El material de los
alabes es tan variado que apenas pueden considerarse como
aceros. Los componentes de las aleaciones
son Ni, Cr, Mo, Mn, Va, Ta, Ti y Nb, aunque actualmente tambien
se utilizan materiales ceramicos.
33
-
Figura 5.8: Evolucion de la temperatura y tendencias en
materiales de los alabes de turbina [5].
Las superaleaciones utilizadas varan segun el fabricante, pero
generalmente estan basadas en nquel o
cobalto, con otros materiales tales como cromo, molibdeno,
tungsteno, titanio y aluminio. Los fabricantes
indican que algunos de estos metales pueden operar
confiablemente a temperaturas de algunos cientos
de grados por debajo de su punto de fusion, pero la experiencia
operativa con algunos modelos recientes
de turbinas de gas muestran que muchos de los componentes de la
turbina que estan en la senda de los
gases de combustion, no alcanzan el tiempo de vida util
esperado. Los alabes de la turbina a menudo
fallan antes de las 50000 horas, tiempo tpico de vida util, e
inclusive algun experto ha sugerido que estas
partes de la turbina sean consideradas como elementos
consumibles. Generalmente el mayor problema
en las turbinas a gas utilizadas en carga base resulta el dano
en los alabes y vanos de la primera etapa
de las mismas [7].
Empresas como Mitsubishi Heavy Industries (MHI)ha desarrollado
sus propias aleaciones como
MGA1400(material para el alabe) que reemplaza a la popular
IN738LC, base nickel, o la MG2400(para
vanos estacionarios), que reemplazan a las base co X-45 o
ECY-768. Estas se usan en sus series de TG
de la series F (TIT: 1400oC) y G (TIT: 1500oC), un notable
avance en comparacion con la serie D
(TIT:1150oC), pero este avance no se debe solo a esto, sino
tambien a otros avances que se mencionan
a continuacion.
5.4.1 Barreras Termicas
La inclusion de barreras termicas TBC (Thermal Barrier Coating)
en los alabes ha permitido alcanzar
tan altas temperaturas a la entrada de la turbina,
principalmente en la primera etapa de la seccion
HP(High Pressure) de la turbina o de otras secciones mas
calientes, compuestos de varias capas disenadas
para proveer una proteccion termal y de oxidacion, entre los
gases y el metal del alabe. Esta aislacion
termica compromete un suficiente espesor capaz de mantener una
apreciable diferencia de temperaturas,
34
-
del orden de 100oC, teniendo la capacidad de tolerar
deformaciones a pesar de los numerosos ciclos
termodinamicos de trabajo. As se pueden tolerar altos gradientes
termicos(entre los gases y el metal
base) con la presencia de enfriamiento, pues reducen el
gradiente entre la capa de metal y el metal base,
promoviendo una larga vida del componente, ademas de proteger de
rupturas por creep, o fatiga.
Figura 5.9: Esquema de las barreras termicas [6].
Estas protecciones son principalmente de materiales ceramicos,
resistentes a la oxidacion y desgaste,
por ejemplo varias capas de MCrAlY.
Figura 5.10: Evolucion de las barreras termicas, desde 1940
[6].
Estas cubiertas aseguran la integridad del material no solo de
los efectos qumicos sino tambien de
los termicos de los gases de combustion. Las capas protectoras
termicas se han usado durante anos
en las turbinas de aviacion de alto rendimiento, y en general
son de dos capas: la externa de ceramica
la cual, por su baja conductibidad termica reduce el flujo de
calor al metal de la pala, en general de
materiales de coeficientes de dilatacion termica equivalentes a
los de los metales y una capa interna
de union de la ceramica con el metal. Los dos mecanismos de
falla de estas capas son: el escamado,
que se produce como consecuencia del shock termico inducido por
esfuerzos transitorios incompatibles
entre las superficies interna y externa del material ceramico y
el descascarado causado por el crecimiento
35
-
de oxido en la capa de union con el metal de base, que se oxida
como consecuencia de la difusion de
oxgeno a traves de la capa ceramica [7].
5.4.2 Enfriamiento
El enfriamiento de los alabes se origina por los anos 60, y
entre los primeros metodos el mas simple
consiste en la circulacion de aire al interior de los alabes,
esto permite trabajar a mas altas temperaturas
sin cambiar el material, el enfriamiento interno permita operar
con una TIT de aproximadamente 100oC
superior.
Figura 5.11: Evolucion de los tipos de enfriamiento [6].
El aire es tomado del compresor, e inyectado a traves del cuerpo
del alabe, hasta el flujo principal.
Una mejora posterior fue el film cooling, en el que el aire es
inyectado a traves de pequenos hoyos
en la superficie del alabe, estos estaban conectados al canal
central, lo que otorgaba una capa lmite
enfriadora entre el alabe y los gases calientes [5].
En el caso de disponer de servicios de vapor, para una planta de
ciclo combinado, el enfriamiento se
puede hacer con vapor, una ventaja es que no se necesita sacar
aire desde el compresor, por lo que el
flujo masico no se ve disminuido. Asi por lo general la primera
y segunda etapa se refrigeran con vapor,
la tercera con aire y la cuarta no se refrigera, usualmente.
Cuando se utiliza aire para enfriamiento de
las turbinas, el mismo, al ser inyectado en el flujo de gases
calientes, provoca turbulencias que significan
perdida de eficiencia y de potencia de salida. La utilizacion de
vapor como elemento de refrigeracion
para alabes de turbina provoca menos perturbaciones en el flujo
de gases calientes lo cual, junto a las
mejoras en los materiales (aleaciones) y a los recubrimientos
utilizados como barreras termicas en los
alabes, permite alcanzar esas temperaturas de trabajo. El vapor
utilizado se toma de la salida de la etapa
de alta presion de la turbina de vapor, el que se introduce en
las partes fijas y moviles de la turbina a
36
-
ab
Figura 5.12: a. Esquema del film cooling [5]. b. Imagen de un
alabe con su estructura exterior
gas (en las partes moviles a traves de los sellos del eje y el
rotor), el cual es luego recuperado y devuelto
al ciclo de vapor [7].
Una opcion propuesta por GE(General Electric) en sus turbinas
con H system (2600oF, 1430oC),
refieren al uso de vapor para enfriar las toberas en la primera
etapa, entre otras partes. Previamente el uso
de aire para enfriar bajaba la temperatura en unos 155oC,
mientras que con el sistema de enfriamiento
closed-loop con vapor, solo reduce la caida de temperatura a lo
largo de la tobera en la primera etapa
hasta menos de 44oC [8]. El esquema de esta tecnologa se observa
en la figura 5.13.
a
Advanced Open LoopAir-Cooled Nozzle
H SystemTM
Closed-Loop Cooled Nozzle
NOZZLE DT = 280F/155C NOZZLE DT = 80F/44C
STEAM IN OUT IN STEAM OUTAIR IN AIR IN
b
Figura 5.13: a. Esquema de la tobera en la primera etapa . b.
Impacto del sistema de enfriamiento en la tobera de la
primera etapa [8].
37
-
5.4.3 Tecnicas de Fabricacion
Solidificacion Direccional
La tecnica DS (Directionally Solidify) permite obtener alabes
con una microestructura de grano
grande, alargado, con la orientacion de los granos
mayoritariamente paralelos a los esfuerzos aplicados,
esto permite obtener un material resistente al creep, pues
disminuye la formacion de cavidades en los
bordes de grano, que se formaran en los lmites de grano
perpendicular al esfuerzo aplicado, ademas
aumenta la distancia para que los atomos puedan difundir (la
difusion controla el creep), dificultando
aun mas el mecanismo de creep. Actualmente las turbinas estan
construyendose de esa forma, con un
costo extra de US$ 240 o UK150 por alabe [5]. Esto permite
trabajar a unos 50oC mas que antes. DS
se lleva a cabo en una camara de vaco en que la aleacion fundida
es llevada al molde ceramico, el que
es calentado hasta el punto de fusion del metal, en la cual se
va llenando desde la raz hasta la punta.
La base del molde es enfriada con un intercambiador de cobre,
enfriado por agua, la interfaz solido-
lquido avanca lentamente desde la raz hasta la punta. Todo el
proceso es controlado, manteniendo una
distribucion de temperatura adecuada en las paredes del
molde.
Figura 5.14: Esquema del proceso de solidificacion direccional
[5].
Monocristales
Otra tecnica efectiva es producir monocristales, esto tiene como
ventaja eliminar los bordes de grano,
que son una va rapida para la difusion, disminuyendo la
resistencia del material, por ende eliminando los
bordes de grano, disminuyen los mecanismos predominates de
creep, esto es la difusion hacia los bordes
de grano. Con esto se consigue una estructura mas homogenea, y
que ya ha sido usada en las turbinas
38
-
de aviacion, y han resultado ser mucho mas resistentes que las
aleaciones policristalinas, y tambien de
las del tipo DS. Esta tecnica se inicio en los 60 por parte de
Pratt & Whitney Aircraft (ahora Pratt
& Whitney, perteneciente a United Technologies Corp.). En la
figura 5.15 se observan las estructuras
obtenidas con diversos metodos.
Figura 5.15: Alabes con distintas estructuras, de izquierda a
derecha, alabe equiaxial, ds, y monocristal [9].
5.5 Otros avances
5.5.1 HOC Hydraulic Clearence Optimization
Esta tecnologa se ha aplicado a una turbina Siemens en Alemania
(2005, por primera vez), y tiene
como objetivo minimizar el espacio entre carcasa y alabes. Esto
permite un aumento de la eficiencia
por reduccion de flujos secundarios, aprovechando mayormente los
flujos de gas. El caso analizado
permitio una mejora la eficiencia en 0.26%. Traduciendose en una
ganancia de 1.8 MW.
39
-
Figura 5.16: Esquema del proceso de HOC Hydraulic Clearence
Optimization.
El sistema funciona basicamente desplazando el disco del rotor
un par de milimetros hacia adelante,
con el fin de sellar lo mas posible, y evitar perdidas.
40
-
Captulo 6
Centrales termicas a gas en Chile
Las centrales a gas son aquellas que transforman la energa
calorica de los gases en energa electrica
por medio de una turbina a gas. Estas turbinas se encuentran en
el mercado energetico chileno tanto
en centrales termicas a gas como en centrales de ciclo
combinado.
A continuacion se presenta una tabla que muestra todas las
turbinas a gas que se encuentran
disponibles al da de hoy en el SIC tanto en centrales termicas a
gas como en centrales de ciclo combi-
nado, ademas se muestre la potencia bruta, como el combustible
usado por estas.
En la tabla 6.1 se puede observar que las potencias de las
turbinas a gas varan entre los 18.5 y los
251.6 [MW], con un total de potencia bruta producida de 2372
[MW] que equivale al 27.5% del total
de la energa electrica generada por el SIC (incluyendo centrales
hidraulicas y termicas). Siendo el Diesel
y el gas natural su principal tipo combustible.
Se puede notar que en esta tabla no aparecen las turbinas a gas
del SING, esto se debe a que en el
SING no se encuentran centrales a gas simplemente, solo se
encuentran presentes en centrales de ciclo
combinado.
A partir de los datos de la tabla 6.1 se buscaron algunos
modelos y fabricantes de turbinas a gas que
se tienen en las empresas con mayor cantidad de centrales en el
mercado electrico que son Colbun y
Endesa, las cuales se presentan en la tabla 6.2
En esta tabla se puede observar que las mas turbinas mas usadas
son las turbinas Hitachi y General
Electric, ocupando el 93% de los modelos de turbinas
encontrados.
6.1 Caractersticas de distintas plantas de turbinas a gas
A continuacion se muestra en las tablas 6.3 y 6.4 los datos de
distintas plantas de turbinas a gas, las
cuales aparecen ordenadas segun el precio por kW generado, tanto
como por el Heat Rateen las
tablas anteriores respectivamente. Estas tablas se muestran tan
solo como caracter comparativo para
41
-
Tabla 6.1: Centrales de Turbinas a gas en chile
Propietario Nombre Central Combustible Potencia Bruta [MW]
AES GENER Laguna Verde TG Diesel 18,75
AES GENER Los Vientos Diesel 125,00
ARAUCO GENERACION Horcones 25,00
CAMPANARIO Campanario 55,00
CAMPANARIO Campanario 55,00
CAMPANARIO Campanario 55,00
CENELCA Antilhue Petroleo - Diesel 50,90
CENELCA Antilhue Petroleo - Diesel 50,90
COLBUN Candelaria Gas Natural - Diesel 136,00
COLBUN Candelaria Gas 136,00
COLBUN Nehuenco I (TG) Gas 232,10
COLBUN Nehuenco II (TG) Gas Natural 251,60
COLBUN Nehuenco III (9B) Gas Natural 103,00
ENDESA Diego de Almagro Gas Natural - Diesel 23,80
ENDESA Diego de Almagro Gas Natural - Diesel 23,80
ENDESA Huasco Diesel IFO 180 23,80
ENDESA Huasco Diesel IFO 180 26,00
ENDESA Huasco Diesel IFO 180 26,00
ENDESA San Isidro I (TG) Gas Natural 241,10
ENDESA San Isidro II (TG) Gas Natural 174,00
ENDESA Taltal Gas Natural 120,00
ENDESA Taltal Gas Natural 120,00
ENERGIA VERDE San Francisco de Mostazal Diesel 25,00
ENOR CHILE Esperanza Diesel 18,50
PSEG GENERACION Coronel Gas Natural - Diesel 45,70
S.E. SANTIAGO S.A. Nueva Renca (TG) Gas Natural 210,00
42
-
Tabla 6.2: Modelos de turbinas a gas
Propietario Nombre Central Combustible Fabricante Modelo
Potencia Bruta
[MW]
ENDESA Diego de Almagro Gas Natural - Diesel Hitachi PG5341N
23,80
ENDESA Diego de Almagro Gas Natural - Diesel General Electric
PG5341P 23,00
ENDESA Huasco Diesel IFO 180 Hitachi PG5301N 23,80
ENDESA Huasco Diesel IFO 180 Hitachi PG5301N 26,00
ENDESA Huasco Diesel IFO 180 Hitachi PG5301N 26,00
ENDESA Taltal Gas Natural Alstom/GE PG-9171E 120,00
ENDESA Taltal Gas Natural Alstom/GE PG-9171E 120,00
COLBUN Candelaria Gas Natural - Diesel General Electric PG-9171E
136,00
COLBUN Candelaria Gas General Electric PG-9171E 136,00
COLBUN Nehuenco I (TG) Gas Siemens V94,3A 232,10
COLBUN Nehuenco II (TG) Gas Natural General Electric 9FA+e
251,60
COLBUN Nehuenco III (9B) Gas Natural General Electric 9B
103,00
CENELCA Antilhue Petroleo - Diesel General Electric LM 6000
50,90
CENELCA Antilhue Petroleo - Diesel General Electric LM 6000
50,90
ver como estan ubicadas las turbinas ocupadas en las plantas
chilenas ( estas aparecen marcadas en
negrita) con otros modelos.
43
-
Tabla 6.3: Precios de plantas de turbinas a gas ordenados por $/
kW [10]
Manufacturer Model Rpm Output Heat Rate $ in MM $ / kW
Posicion
[kW] [Btu/kWh]
GE 9281F 3.000 217.870 9.625 39,9 183,1 1
GE 9231EC 3.000 173.680 9.435 32,2 185,4 2
TP&M FT4C-3F 3.600 29.810 10.875 5,7 191,2 3
GE 9171E 3.000 125.940 9.890 24,5 194,5 4
GE 9311FA 3.000 228.195 9.360 45 197,2 7
KWU V94.3 3.000 219.000 9.450 45 205,5 15
GE LM6000PA 3.600 41.020 8.720 12,1 295 40
NUOVO PIGNONE PGT10 7.900 9.980 10.500 5,2 521 75
GE LM2500PH 3.600 19.700 9.630 10,3 522,8 76
ALLISON 501KH 14.600 3.740 12.363 2,1 561,5 77
ALLISON 570KA 11.500 4.610 12.225 2,6 564 78
RUSTON HURRICANE 27.245 1.575 13.820 1,1 698,4 79
SOLAR SATURN 22.120 1.080 14.685 0,8 740,7 80
TURBOMECA M 22.000 1.086 13.125 0,9 828,7 81
44
-
Tabla 6.4: Precios Plantas de Turbinas a gas ordenados por Heat
Rate [10]
Manufacturer Model Rpm Output Heat Rate $ in MM $ / kW
Posicion
[kW] [Btu/kWh]
GE LM5-ST120 3.600 51.500 7.885 15,3 297,1 1
GE LM5-ST80 3.600 46.300 8.170 14,7 317,5 2
GE LM6000PA 3.600 41.020 8.720 12,1 295 3
GE 9311FA 3.000 228.195 9.360 45 197,2 9
KWU V94.3 3.000 219.000 9.450 45 205,5 13
GE 9171E 3.000 125.940 9.890 24,5 194,5 29
SOLAR TAURUS 14.950 4.370 12.250 1,9 434,8 73
SOLAR CENTAUR 14.950 3.880 12.250 1,7 438,1 74
ALLISON 501KB5 14.250 3.725 12.317 1,8 483,2 75
ALLISON 501KH 14.600 3.740 12.363 2,1 561,5 76
GE 5271RA 5.100 20.260 12.800 5,7 281,3 77
TURBOMECA M 22.000 1.086 13.125 0,9 828,7 78
RUSTON TB5000 7.950 3.830 13.450 1,7 443,9 79
RUSTON HURRICANE 27.245 1.575 13.820 1,1 698,4 80
SOLAR SATURN 22.120 1.080 14.685 0,8 740,7 81
45
-
Bibliografa
[1] The wet compression technology for gas turbine power plants:
Thermodynamic model, Applied
Thermal Engineering 27 (2007) 699-704
[2] PERFORMANCE IMPROVEMENT OF GAS TURBINE CYCLES,R.K. Sullerey
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[3] Cheng Low NOx (CLN r) State-of-the-Art Emissions Control
Technology Introduction to CLN Tech-nology Metric Version,
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[4] Cheng Cycle flirts with 2 ppm NOx and CO levels, Dr. Robert
Peltier,PE. link
[5] Engineering Materials 1: An Introduction to their Properties
and Applications, M. Ashby, D.
Jones.,Segunda Edicion (1996), Editorial BH. Captulo 20.
[6] The Importance of New Materials Development for Increasing
Gas Turbines Efficiency, F. A. Souzaa,
F. M. Bastosb, and P. R. M. Jorgec, EMBRAER PEE - Programa de
Especializacao em Engenharia,
Engenharia Termica (Thermal Engineering), Vol. 3 No. 2 December
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[7] Boletin Energetico CNEA, 2do Semestre 2001 Ano 4 N 8:
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Mastrangelo. link
[8] Power Systems for the 21st Century H Gas Turbine
Combined-Cycles, R.K. Matta, G.D. Mercer,
R.S. Tuthill, GE Power Systems Schenectady, NY (2000) link
[9] SOUTHWEST RESEARCH INSTITUTE Centro de Tecnologa de Turbinas
de Gas. Materiales y
Procesos. link
[10] Gasturbine Specifications link
46
1 Introduccin2 Antecedentes3 Ciclo Brayton3.1 Rendimiento3.2
Cclo Brayton con regeneracin3.3 Ciclo Brayton con
interenfriamiento, recalentamiento y regeneracin
4 Cmara de Combustin4.1 Aire Utilizado en el Proceso de
Combustin4.2 Anlisis del Proceso de Combustin4.3 Tipos de Cmaras de
Combustin4.3.1 Cmaras de Combustin Tubulares4.3.2 Cmaras de
Combustin Anulares4.3.3 Cmaras de Combustin Tubo-Anulares
4.4 Turbinas de Gas Industriales4.5 Estabilidad de la
Combustin4.6 Inyectores Centrfugos
5 Desarrollo de Tecnologas5.1 Compresin Hmeda5.2 Ciclo Cheng,
CLN Cheng Low NOx5.3 Mejora en los labes 5.4 Materiales 5.4.1
Barreras Trmicas5.4.2 Enfriamiento5.4.3 Tcnicas de Fabricacin
5.5 Otros avances5.5.1 HOC Hydraulic Clearence Optimization
6 Centrales trmicas a gas en Chile6.1 Caractersticas de
distintas plantas de turbinas a gas
Bibliografa
