Tg Camara Combustin

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Unidad VIII: Combustión en turbinas de gas 8.1General 8.1.1 Descripción y usos La combustión en turbinas de gas tiene lugar en la cámara de combustión, ubicada entre el compresor y la turbina (Figura 8.1):

Figura 8.1: Turbina de gas típica La cámara consiste en un recipiente al cual ingresa el aire comprimido, al que se le añade el combustible quequemará en forma ininterrumpida. Los gases producto de la combustión dejan la cámara a elevada temperatura y velocidad, para ser utilizados en impulsar la turbina y/o proveer un chorro de empuje. Las turbinas de gas tienen su uso principal en la aviación, ya sea como propulsoras por reacción o como máquinas turbohélice (aviones de ala fija) o turboeje (helicópteros). Entre las aplicaciones desuperficie se cuentan las navales (turboeje), y aplicaciones industriales (generación de electricidad, bombeo de gas). También se emplean en pequeño número para incineración y para calefacción (hornos metalúrgicos) 8.1.2 Condiciones típicas de operación Las turbinas de gas operan en muy variadas condiciones, que requieren especial consideración en el diseño de la cámara de combustión. Podemos citar: •Ambiente: desde STP hasta 0.2 ata, con temperaturas entre –50º C y +50º C. • Descarga del compresor: de 1 a 20 atmósferas, temperaturas entre 300 y 900K, números de Mach entre 0.1 y 0.2. • Condiciones de combustión: de 1500 a 1700K a 20 atmósferas, M=0.2. Para cubrir estos requisitos y a la vez obtener un diseño liviano para aplicaciones aeronáuticas se recurre a la filosofía de diseño de dividirlas solicitaciones por medio de una doble carcasa; una externa, que soporta la presión y está protegida de las altas temperaturas por una carcasa interna, perforada, que aísla del calor pero no soporta una diferencia de presión. 8.1.3 Requisitos de operación y diseño Los requisitos a cumplir por una adecuada realización de la cámara de combustión son: • Combustión completa (eficiencia de lacombustión) • Poca pérdida de presión total • Estabilidad de la combustión • Buena distribución de temperaturas en la salida • Corta y de mínima sección • Operación aceptable en un amplio rango de riquezas de mezcla • Reencendido 8.2 Combustibles y combustión 8.2.1 Mezcla combustible La mezcla combustible está formada por el comburente (normalmente aire), típicamente a unas 20 atmósferas peroocasionalmente (arranque) a mucha menor presión, y temperaturas iniciales entre la ambiente y 10 veces la misma, y el combustible.

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8.2.2 Combustibles Típicamente los combustibles son hidrocarburos líquidos o gaseosos, aunque ha habido numerosos intentos de operar con polvo de carbón y otros sólidos. Entre los hidrocarburoslíquidos se pueden citar los gasoils y dieseloils, fuel oils, kerosene y nafta, y entre los gaseosos el gas natural y el gas licuado, y otros gases de proceso. Las turbinas aeronáuticas operan exclusivamente con combustibles líquidos de muy precisa especificación, particularmente el JP-1, Jet A-1 o Avtur (un kerosene de bajo punto de congelamiento), el JP-4, Jet B o Avtag (un kerosene de másamplio rango de destilación que el anterior) y el Jet A (versión similar al Jet A-1). Las Figuras 8.2 y 8.3 ilustran las especificaciones de combustibles para estas turbinas, civiles y militares:

Figura 8.2: Especificaciones de kerosenes para uso civil

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Figura 8.3: Especificaciones de kerosenes para uso militarDr. Ing. E. Brizuela – Ing. J. C. Loza

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Las turbinas marinas y terrestres normalmente funcionan con combustibles de menor costo, y especificaciones menos rígidas. La figura 8.4 ilustra algunas especificaciones típicas:

ESPECIFICACIONES TIPICAS DE COMBUSTIBLES PARA TURBINAS DE GAS
Diesel Oil: • Viscosidad mínima: 35-45 SSU a 100° F • Cenizas:...