Ciclo Brayton

“Ciclo Brayton
con Regeneración”
REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA
UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL
POLITÉCNICA DE LA FUERZA ARMADA NACIONAL
SEDE BARINAS. NÚCLEO BARINAS
DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA
“CICLO BRAYTON CON REGENERACION”
ING ERNESTO MÁRQUEZ
TERMODINÁMICA II
JOSÉ FALCÓN
5TO SEMESTRE
SECCIÓN “A”
BARINAS, JUNIO DE 2011.
INDICE
Página
INTRODUCCIÓN
4
CAPÍTULO I (ANTECEDENTES)
7
-ANTECEDENTES
8
-VENTAJAS DE LAS TURBINAS A GAS
11
-DESVENTAJAS DE LAS TURBINAS A GAS
13
-COMPRESOR DE AIRE
13
-CÁMARA DE COMBUSTIÓN
16
CAPÍTULO II (CICLO BRAYTON)
18
-CICLO BRAYTON
19
-RENDIMIENTO
22
CAPÍTULO III (CICLO BRAYTON CON REGENERACIÓN)
24
-CICLO BRAYTON CON REGENERACIÓN
25
-INTERENFRIAMIENTO
28
-COMPRESIÓN ADIABÁTICA Y COMPRESIÓN ISOTÉRMICA
29
-RECALENTAMIENTO INTERMEDIO
31
-DESCRIPCIÓN DEL CICLO BRAYTON IDEAL CON
32
INTERENFRIAMIENTO, RECALENTAMIENTO Y REGENERACIÓN
-PARÁMETROS A CONSIDERAR PARA EL CICLO REAL CON
34
INTERENFRIAMIENTO, RECALENTAMIENTO Y REGENERACIÓN
-CICLO IDEAL DE PROPULSIÓN
35
-MODIFICACIÓN A LOS MOTORES DE TURBOREACTOR
37
CONCLUSIONES
40
FUENTE BIBLIOGRÁFICA
41
INTRODUCCIÓN
Las necesidades de energéticas están en constante
aumento, llevado de la mano con el crecimiento del país,
es por eso que tener una matriz energética diversificada
ha
cobrado
tiempos,
notoriedad
para
e
satisfacer
importancia
la
gran
en
demanda
los
últimos
de
energía
eléctrica que se requiere para continuar con desarrollo
industrial de Venezuela así como en los hogares. Dentro
de ello la generación de electricidad por parte de las
turbinas a gas es menor dentro del contexto nacional,
siendo
la
configuración
más
utilizada
las
plantas
generadoras de tipo hidroeléctricas, por ser un país el
cual
cuenta
territorio
con
una
nacional,
amplia
red
fluvial
en
todo
por
estar
ubicado
en
la
y
el
zona
intertropical, teniendo un clima cálido por su proximidad
a la línea ecuatorial y como consecuencia teniendo un
sistema
de
bajas
presiones,
donde
las
precipitaciones
anuales son mas de 250 días. Debido a ello, las plantas
generadoras hidroeléctricas tienen la preferencia en el
país, pero a objetos de este estudio, se tratará a las
turbinas de gas, como modos de transmitir potencia y su
funcionamiento
a
través
del
“Ciclo
Brayton
con
Regeneración”.
La
mayor
parte
de
los
dispositivos
potencia operan en ciclos, y el estudio
de
que
los
producen
ciclos
de
potencia
es
una
parte
interesante
e
importante
de
la termodinámica, y precisamente se estudia la base
para los motores de turbina a gas “El Ciclo Brayton”.
Los ciclos que se efectúan en dispositivos reales
son
difíciles
de
variaciones
y
cuenta
mismo
al
examinar
detalles
porque
que
tiempo
y
hay
se
tienen
se
complica
demasiadas
que
tomar
en
demasiado
el
entorno. Para facilitar el estudio del ciclo
por
crear
eliminan
tomar
el
llamado
todas
ciclo
ideal,
esa complicaciones
decisiones,
que
no
en
y
se
el
cual se
retrasos
arrojan
opta
para
resultados
extremadamente exactos pero los márgenes de error son
insignificantes,
acercándonos
muchos
a
los
valores
reales, así pues, estos valores se alejan de la realidad
pero en una manera muy moderada. Se puede afirmar que
difieren pero se encuentran aproximadamente en el mismo
rango.
Las
en
los
idealizaciones
análisis
de
y
los
simplificaciones
ciclos
empleadas
de potencia, por lo
común pueden resumirse del modo siguiente:

El
ciclo
tanto
ninguna
tuberías
calor.
no
el
implica
fluido
reducción
ninguna
de
de
fricción.
trabajo
presión
no
cuando
por
lo
experimenta
fluye
en
o dispositivos como los intercambiadores de

Todos los procesos de compresión y expansión se dan en
el modo de cuasi equilibrio

Las
tuberías
componentes
aisladas
ellas
Se
las
que
de
y
conectan
un
la
a
los
sistema están
transferencia
diferentes
muy
bien
de
calor
año
1940
por
es despreciable.
puede
decir
máquinas
que
térmicas
antes
del
todas
de combustión interna eran del
tipo alternativo: émbolo, biela y cigüeñal.
Recién,
hacia
fabricación
el
de
año
1940,
compresores
al
lograrse
rotativos
de
la
alto
rendimiento, conjuntamente con los progresos realizados
en
el
campo
de
la
metalurgia,
que
permitieron
la
fabricación de aceros refractarios capaces de resistir
altas temperaturas, se posibilitó el desarrollo de las
turbinas a gas.
Fue durante la guerra de 1939 a 1945 que la turbina
a
gas
alcanzó
su
máxima
difusión
y
desarrollo
tecnológico.
El
estudio
involucrará el
en
la
cual
de
los
estudio
la
ciclos
de
de aquellas
sustancia
de
potencia
máquinas
trabajo
en estado gaseoso durante todo el ciclo.
de
gas
térmicas
permanecerá
CAPÍTULO I
ANTECEDENTES
ANTECEDENTES
El ejemplo más antiguo de la propulsión por gas puede ser
encontrado en un egipcio llamado Hero en 150 a.C.
Hero inventó 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 sólo sentido.
Figura 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
dibujó
un
esquema de un dispositivo que rotaba debido al efecto de
los
gases
calientes
que
subían
por
una
chimenea.
El
dispositivo debería rotar la carne que estaba asando.
En 1629 otro italiano desarrolló un dispositivo que uso
el vapor para rotar una turbina que movía maquinaria.
Esta fue la primera aplicación práctica de la turbina de
vapor.
En 1678 un jesuita llamado Ferdinand Verbiest construyó
un modelo de un vehículo automotor que usaba vapor de
agua para movilizarse.
La primera patente para una turbina fue otorgada en 1791
a un inglés llamado John Barber. Incorporaba mucho de los
elementos de una turbina de gas moderna, pero usaban un
compresor alternativo.
En
1872,
un
hombre
llamado
Stolze
diseñó
la
primera
turbina de gas. Incorporaba una turbina de varias etapas
y compresión en varias etapas con flujo axial probó sus
modelos funcionales en los años 1900.
En 1914 Charles Curtis aplicó para la primera patente en
los Estados Unidos para una turbina de gas. Esta fue
otorgada pero generó mucha controversia.
La
Compañía
General
Electric
comenzó
su
división
de
turbinas de gas en 1903. Un Ingeniero llamado Stanford
Moss dirigió la mayoría de los proyectos. Su desarrollo
más 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, movía un compresor
centrífugo utilizado para supercargar. Este elemento hizo
posible construir las primeras turbinas de gas confiables.
En los años 30, tantos británicos como alemanes diseñaron
turbinas
de
gas
para
la
propulsión
de
aviones.
Los
alemanes alcanzaron a diseñar aviones de propulsión a
chorro y lograron utilizarlos en la 2da guerra mundial.
Una
turbina
de
gas
simple
está
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
presión
constante.
El
gas
caliente
producido por la combustión se le permite expandirse a
través 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 está disponible para
generar electricidad, impulsar un dispositivo mecánico,
entre otros.
Una variación del sistema de turbina simple (Brayton) es
el
de
añadir
un
regenerador.
El
regenerador
es
un
intercambiador de calor que aprovecha la energía de los
gases
calientes
de
escape
al precalentar
el
aire
que
entra a la cámara de combustión. Este ciclo normalmente
es
utilizado
en
turbinas
que
trabajan
con
bajas
presiones. Ejemplos de turbinas que usan este ciclo son:
la Solar Centaur de 3500 hp hasta la General Electric
Frame 5 de 35000 hp.
Las turbinas de gas con altas presiones de trabajo pueden
utilizar un interenfriador para enfriar el aire ente las
etapas de compresión, permitiendo quemar más combustible
y
generar
más
potencia.
El
factor
limitante
para
la
cantidad de combustible utilizado es la temperatura de
los gases calientes creados por la combustión, debido a
que existen restricciones a las temperaturas que pueden
soportar los alabes de la turbina y otras partes de la
misma.
Con
los
avances
materiales,
estos
límites
turbina
este
de
tipo
en
la
siempre
es
la
Ingeniería
van
General
de
aumentando.
Electric
los
Una
LM1600
versión marina.
Existen
también
combustión
y
turbinas
expansión
de
y
gas
con
varias
otras
con
interenfriador
regenerador en el mismo ciclo.
VENTAJAS DE LA TURBINA A GAS
etapas
de
y
a) Muy buena relación potencia vs. Peso y tamaño
b) Bajo costo de instalación
c) Rápida puesta en servicio
d) Es una máquina rotante (no tiene movimientos complejos
como son los movimientos roto alternativos de los motores
de combustión interna)
e) Al ser una máquina rotante el equilibrado de la misma
es
prácticamente
perfecto
y
simple,
a
diferencia
de
máquinas con movimiento alternativos
f) Menos piezas en movimiento (comparado con los motores
de combustión interna)
g)
Menores
pérdidas
por
rozamiento
al
tener
menores
piezas en movimiento
h) Sistema de lubricación más simple por lo expresado
anteriormente
i) Bajas presiones de trabajo (es la máquina térmica que
funciona a más baja presiones)
j) El proceso de combustión es continuo y se realiza a
presión constante en la cámara de combustión (diferente a
los motores de combustión interna)
k) Pocos elementos componentes: compresor, cámara/s de
combustión y turbina propiamente dicha
l) No necesitan agua (diferente a las turbinas a vapor
que requieren de un condensador)
m) Permiten emplear diferentes tipos de combustibles como
kerosene,
gasoil,
gas
natural,
carbón
pulverizado,
siempre que los gases de combustión no corroan los álabes
o se depositen en ellos
n) El par motor es uniforme y continuo
DESVENTAJAS DE LA TURBINA A GAS
Bajo
rendimiento
térmico
(alto
consumo
específico
de
combustible) debido a:
1. Alta pérdida de calor al ambiente que se traduce por
la alta temperatura de salida de los gases de escape por
chimenea, entre 495ºC a 560ºC
2. Gran parte de la potencia generada por la turbina es
demandada por el compresor axial, en el orden de las 3⁄4
partes, o sea un 75% de la potencia total de la turbina
CLASIFICACION DE LAS TURBINAS A GAS
Las turbinas a gas, al igual que las turbinas a vapor, se
clasifican en:
1. Turbinas a gas de acción
2. Turbinas a gas de reacción
En las turbinas de acción la caída total de presión de
los gases de combustión se produce en las toberas que
están ubicadas antes del los estadios móviles y fijos de
la misma. De esta manera se produce una transformación de
energía
de
presión
a
energía
de
velocidad
(energía
cinética) en los gases.
La presión de los gases dentro de la turbina, estadios
móviles y fijos, permanece constante.
En
las
turbinas
de
reacción,
en
cambio,
la
caída
de
presión de los gases de combustión se produce tanto en
las toberas, como en los estadios móviles y fijos que
componen la misma.
La presión de los gases dentro de la turbina, estadios
móviles y fijos, va disminuyendo. También las turbinas a
gas
se
clasifican
de
acuerdo
al
número
de
estadios
móviles, en cuyo caso pueden ser:
1. Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio móvil)
2. Turbinas a gas multi etapas (varios estadios móviles)
Igualmente
cabe
otra
clasificación,
la
cual
está
en
función del número de ejes de la turbina, pudiendo en
este aspecto clasificarlas como:
1. Turbinas a gas de un solo eje
2. Turbinas a gas de dos ejes
COMPRESOR DE AIRE
Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del
tipo giratorio, pudiendo ser:
a) Compresores centrífugos
b) Compresores axiales
En lo sucesivo nos referiremos en especial a compresores
axiales. En el compresor axial, como su nombre lo indica,
el flujo de aire es axial, o sea paralelo al eje del
mismo.
El
rotor
del
compresor
axial
está
formado
por
varias
ruedas móviles donde los alabes están montados en discos,
tal como se observa en el esquema de la Figura 2.
Figura 2.
Las ruedas están ensambladas entre sí mediante tornillos
guías axiales que permiten el apriete correspondiente,
formando de esta manera el rotor del compresor axial.
Entre cada estadio móvil del rotor se ubica un estadio
fijo del estator, o sea que en la dirección del eje del
compresor se suceden alternativamente un estadio fijo y
un estadio móvil, conformando de esta manera el conjunto
compresor axial.
La compresión del aire se produce al pasar éste a través
de un estadio fijo y uno móvil, por lo tanto el compresor
está formado por un gran número de escalonamientos de
compresión.
Como en el caso de las turbinas a gas, o a vapor, los
compresores axiales pueden ser:
a) Compresores axiales de acción
b) Compresores axiales de reacción
La relación de compresión está dada por el cociente entre
la presión de salida del aire del compresor y la presión
a su entrada:
CÁMARA DE COMBUSTIÓN
Una cámara de combustión de turbina de gas consta de:
• Un armazón exterior que resiste las presiones de los
gases y que puede ser de acero ferrítico.
• Un armazón interior sometido a temperaturas elevadas
que, al menos en su parte superior en las verticales, o
donde van los quemadores en las horizontales, se debe
construir de acero austenítico o de material refractario.
La sustentación del armazón interior debe permitir la
libertad de las dilataciones.
Los principales factores a tener en cuenta en el diseño
de
la
cámara
de
combustión
de
una
turbina
de
gas,
dependen de sus condiciones operativas, de entre las que
podemos destacar las siguientes:
La
combustión
tiene
que
ser
estable,
para
permitir
las fuertes variaciones de la relación aire combustible
que
para
los
ciclos
regenerativos
está
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 m/s.
En las turbinas de gas usadas en aviación, el problema de
la estabilidad de la llama es aún más complejo, a causa
de la variación de las presiones de combustión debido a
la altura, a la velocidad de vuelo, y al grado de carga
(despegue, ascensión, aproximación).
CAPÍTULO II
Ciclo Brayton
CICLO BRAYTON
El ciclo de Brayton de aire normal, es el ciclo ideal de
una
turbina
turbina
de
de
gas
gas
simple.
simple,
que
El
ciclo
utiliza
abierto
un
de
proceso
una
de
combustión interna se puede observar en la figura 3, Cabe
destacar que también existe un ciclo cerrado teórico de
una turbina de gas simple el cual lo podemos apreciar en
la figura 3.
Figura 3: Esquema de una turbina de gas con ciclos de
Brayton (a) abierto y (b) cerrado.
En la figura 3 podemos observar el compresor, la cámara
de combustión, la turbina, el aire y combustible en el
ciclo abierto Brayton.
Las
turbinas
abierto,
de
como
gas
usualmente
muestra
la
operan
figura
3,
en
aire
un
ciclo
fresco
en
condiciones ambiente se introduce dentro del compresor
donde su temperatura y presión se eleva.
El
aire
de
alta
presión
combustión
donde
el
constante.
Luego
los
sigue
hacia
combustible
gases
de
se
alta
la
cámara
quema
a
de
presión
temperatura
que
resultan entran a la turbina, donde se expanden hasta la
presión atmosférica, 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 recién escrito para
modelarse como un ciclo cerrado, del modo que se muestra
en la figura 4 siguiente, mediante las suposiciones de
aire estándar.
En
este
caso
permanecen
los
procesos
iguales,
pero
el
de
compresión
proceso
de
y
expansión
combustión
se
sustituye por un proceso de adición de calor a presión
constante de una fuente externa, y el proceso de escape
se
reemplaza
por
uno
de
rechazo
de
calor
a
presión
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 diagramas de PV y TS en la
figura 4:
• 1-2 compresión isentrópica (en un compresor)
• 2-3 Adición de calor a P=constante
• 3-4 Expansión isentrópica (en una turbina)
• 4-1 Rechazo de calor a P=constante
Figura 4: Diagramas de (a) T-S y (b) P-V de un Ciclo
Brayton simple.
El
fluido
de
intercambiador
trabajo
de
calor
en
de
ciclo
cerrado
temperatura
entra
elevada
en
al
el
estado 1, donde se le agrega energía a un proceso de
presión
constante,
hasta
que
alcanza
la
temperatura
elevada del estado 2. Entonces, el fluido entra a la
turbina
y
tiene
lugar
una
expansión
isentrópica,
produciendo cierta potencia. El fluido sale de la turbina
al
estado
presión
3
y pasa
constante,
a
en
ser
el
enfriado,
en
un
intercambiador
de
proceso
calor
a
de
temperatura baja, de donde sale al estado 4, listo para
entrar
al
compresor.
Ahí
el
fluido
es
comprimido
isentrópicamente al estado 1 y el ciclo se repite.
RENDIMIENTO
El rendimiento del ciclo de Brayton de aire normal se
encuentra como sigue:
sin embargo notamos que,
El rendimiento del ciclo de Brayton de aire normal es,
por lo tanto, una función de la relación isentrópica de
presión.
El
rendimiento
aumenta
con
la
relación
de
presión, y esto es evidente en el diagrama T-s ya que al
ir
aumentando
la
relación
de
presión,
se
cambiará
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 último ciclo
tiene una temperatura máxima (T3´) más alta que la del
ciclo (T3). En la turbina de gas real, la temperatura
máxima del gas que entra a la turbina es determinada por
consideraciones metalúrgicas. Por lo tanto si fijamos la
temperatura T3 y aumentamos la relación de presión, el
ciclo resultante es 1-2’-3”-4”-1. Este ciclo tendrá un
rendimiento más alto que el del ciclo original, pero, de
esta
manera,
cambia
el
trabajo
por
kilogramo
de
substancia de trabajo.
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 presión en los
pasos de flujo y en la cámara de combustión (o en el
intercambiador de calor en una turbina de ciclo cerrado).
Los
rendimientos
del
compresor y
de
la
turbina están
definidos en relación a los procesos isentrópicos.
CAPÍTULO III
Ciclo Brayton con
Regeneración
CICLO BRAYTON CON REGENERACIÓN
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 presión
que sale del compresor puede calentarse transfiriéndole
calor
de
los
gases
de
escape
calientes
en
un
intercambiador de calor a contraflujo, el cual se conoce
también como un regenerador o recuperador ver figura 5.
Figura 5: Esquema de un ciclo Brayton con regeneración
La eficiencia térmica del ciclo Brayton aumenta debido a
la regeneración, en virtud de que la porción de energía
de los gases de escape que normalmente se libera en los
alrededores ahora se usa para precalentar el aire que
entra
a
la
cámara
de
combustión.
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 más alta que la temperatura de salida del
compresor. De otro modo, el calor fluirá en la dirección
inversa
(hacia
los
gases
de
escape),
y
reducirá
eficiencia. Ésta relación se encuentra en las máquinas de
turbina de gas que operan a relaciones de presión muy
altas ver figura 6.
Figura 6: Eficiencia térmica del ciclo Brayton ideal con
y sin regeneración
Es evidente que un regenerador con una eficacia más alta
ahorrará una gran cantidad de combustible puesto, que
precalentará el aire a una temperatura más elevada, antes
de la combustión. Sin embargo, lograr una eficacia mayor
requiere el empleo de un regenerador más grande, el cual
implica un precio superior y provoca una caída de presión
más grande. En consecuencia, el uso de un regenerador con
eficacia muy alta no puede justificarse económicamente a
menos que los ahorros de combustible superen los gastos
adicionales involucrados. La mayoría de los regeneradores
utilizados en la práctica tienen eficacias por debajo de
0.85. Por consiguiente la eficiencia térmica de un ciclo
Brayton con regeneración depende de la relación entre la
mínima y la máxima temperaturas, así como la relación de
presión.
Definiremos
la
el
del
índice
compresor
en
efectividad
del
regenerador
calor transferido
el
regenerador,
a
a
la
los
Ereg como
gases
transferencia
del
de
calor máximo posible a los gases del compresor, esto es:
Para
gases
ideales
frio
estándar
con
usando
las
asunciones
de
aire
calores específicos constantes, la
efectividad del regenerador se convierte en:
Usando
adición
de
un
de
flujo
análisis
calor
estable,
regenerativo es:
y
de
ciclo
rechazo
la
cerrado
de calor
eficiencia
y
tratando
como
térmica
la
procesos
del
ciclo
Note
que
dentro
del
cálculos
es
la
transferencia
regenerador
de
la
de
no
eficiencia
calor
que
está incluida
porque
esta
ocurre
en
los
energía
no
una transferencia de calor a través de la frontera
del ciclo.
El
interenfriamiento
importantes
de
cómo
y
recalentamiento
mejorar
el
son
desempeño
dos
formas
del
ciclo
Brayton con regeneración.
Interenfriamiento:
Cuando
se
enfriar
cantidad
emplea
el
de
la
fluido
compresión
de
trabajo
en
trabajo
entre
requerido
por
múltiples
etapas
el
etapas,
reduce
la
compresor.
El
trabajo del compresor es reducido porque el enfriamiento
del
fluido
de
trabajo
reduce
el
volumen
específico
promedio del fluido y por lo tanto reduce la cantidad de
trabajo en el fluido para alcanzar el aumento de presión
dado.
Figura
7:
Empleo
de
enfriamiento intermedio.
compresores
múltiples
con
Compresión adiabática y compresión isotérmica:
Trabajo en régimen estacionario a volumen constante:
Tomando:
nos queda:
Finalmente para el caso del gas ideal:
Al
sustituir
obtenemos
la
la
relación
ecuación
isoentrópica
para
determinar
el
trabajo
isoentrópico ideal del compresor:
Cabe
destacar
compresión,
esta
que
si
ecuación
existen
más
etapas
de
es aplicable en cada etapa,
si rp y temperatura de entrada se mantienen constantes en
cada etapa, se calcula una vez y se multiplica por el
número
de
etapas:
esto
sólo
ocurre
en
condiciones
ideales. Para dos etapas de compresión nos queda:
Figura 8: Múltiples etapas de compresión.
Otro método de compresión consiste en ceder una cantidad
de calor tal que el proceso sea lo más próximo a un
isotermo. La expresión para el trabajo estacionario e un
proceso sin fricción es:
En condición ideal siempre se busca minimizar el trabajo
de compresión, para esto se debe cumplir que:
Y si las temperaturas de entrada alcanzadas son iguales,
entonces, los trabajos si igualan:
El
interenfriamiento
es
casi
siempre
utilizado
con
regeneración. Durante el interenfriamiento la temperatura
de salido del compresor es reducida; en consecuencia, más
calor debe ser suplido en el proceso de adición de calor
para
alcanzar
la
temperatura
máxima
del
ciclo.
La
regeneración puede reponer parte de la transferencia de
calor necesitada.
Recalentamiento intermedio:
Figura 9: Recalentamiento intermedio.
Cuando se emplea expansión multietapa a través de dos o
más turbinas, el recalentamiento entre etapas aumentará
el
trabajo
neto
hecho
(aumenta
inclusive
el
calor
de
recalentamiento
es
entrada requerido).
La
presión
intermedia
óptima
para
aquella que maximiza el trabajo de la turbina esto es:
Además bajo condiciones de recalentamiento ideal: T3=T5
Bajo estas condiciones óptimas se logra obtener el máximo
trabajo del ciclo, y se puede aplicar la siguiente
ecuación:
Para T3=T5 y rp iguales
Descripción
del
ciclo
ideal
Brayton
ideal
con
interenfriamiento, recalentamiento y regeneración:
Figura
ideal
con
10:
interenfriamiento,
Ciclo
Brayton
regeneración,
recalentamiento y regeneración.
Figura 11: Diagrama TS del Ciclo
Brayton según figura 10.
El gas entra en la primera etapa del compresor en el
estado 1, se comprime de modo
presión
intermedia
constante
hasta
en
segunda
la
presión
P4.
En
isoentrópico
P2 ; se
el
estado
etapa
el
hasta
enfría hasta una
3
(T3=T1)
y
estado
4
regenerador, donde se calienta
el
gas
hasta T5 a
presión
se
isentrópicamente
una
comprime
hasta
entra
en
una
la
el
presión
constante. En un regenerador ideal, el gas saldrá del
regenerador a la temperatura de escape de la turbina, es
decir,
T5=T9.
combustión
El
proceso
de
adición
de
calor
o
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 isentrópicamente
7, donde
entra
hasta
el
estado
al recalentador. Se recalienta a presión
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
hasta
el
9
y
entra
al
regenerador,
donde
se
enfría
estado 1 a presión constante. El ciclo
se
completa cuando el gas se enfría hasta el estado inicial.
También
se puede asumir que la T4=T10.
Parámetros
a
considerar
para
el
ciclo
real
con
interenfriamiento, recalentamiento y regeneración:
Según el esquema mostrado anteriormente, se puede decir
que:

Se requieren datos de eficiencias isoentrópicas de
compresores y turbinas, y eficacia del regenerador.
Además normalmente cuando el ciclo se trabaja en
forma real, se suministran mayor cantidad de datos
en
cuanto
a
caídas
de
presión
y
variaciones
de
temperaturas a lo largo de las tuberías.

A
la
salida
turbina
de
debe
los
compresores
considerarse
y
una temperatura
real, luego de buscarse la temperatura ideal, con
ayuda
de
las
isoentrópicas,
ecuaciones
podemos
de
eficiencias
determinar
los
valores
reales.

Se puede aproximar la T4=T10

Como la Eficacia del regenerador es menor al 100%,
entonces la T5≠T9.

Las
relaciones
de
presión
encada
etapa
tanto
de
compresión o expansión pueden variar

Deben
determinarse
trabajos
reales
tanto
de
compresión y expansión

Se
pueden
utilizar
las
ecuaciones
de
procesos
isoentrópicos pero luego se procede a determinar la
desviación.

Las
temperaturas
de
entrada
compresión
y
que
transferencia
la
expansión puede
a
cada
ser
etapa
de
distinta,
ya
de
calor
gas
son
no
es
completamente efectiva.
Ciclo ideal de propulsión
Los
motores
empleados
de
para
turbinas
impulsar
de
aeronaves
ampliamente
debido
que
son
ligeros y compactos y que tienen una elevada relación
peso-potencia.
Las
turbinas
ciclo
de
abierto
gas
de
llamado
aviones
ciclo
operan
de
en
un
propulsión
por
reacción.
El
del
no
ciclo
de
ciclo
son
turbina.
presión
propulsión
Brayton
ideal
expandidos
Por
por
a
simple
la
el contrario,
tal
que
la
reacción
en que
presión
son
potencia
ideal
difiere
los
ambiente
expandidos
producida
gases
en
a
la
una
por
la
turbina es apenas suficiente para manejar el compresor y
los equipos auxiliares.
El
trabajo
reacción
turbina
neto
es
a
de
cero.
una
un
ciclo
Los
gases
presión
de
propulsión
que salen
relativamente
por
de
alta
la
son
subsecuentemente acelerados
En
motores
de
reacción,
la
alta
temperatura
y
alta
presión de los gases que dejan la turbina son acelerados
en una tobera para obtener impulso en una tobera para
proveer el impulso necesario para impulsar la aeronave.
Los
aviones
son
impulsados
mediante
aceleración
del
fluido en dirección opuesta al movimiento. Esto se logra
al acelerar ligeramente una gran masa de fluido (motor
accionado por una hélice) o acelerado considerablemente
una pequeña masa de fluido (motor de reacción o turbo
reactor) o ambos (motor de turbo hélice)
Figura 12: Motor accionado por una
turbina.
La potencia propulsiva es el empuje que actúa en un avión
a través de la distancia por unidad de tiempo.
Modificaciones a los motores de turborreactor
Los
por
como
primeros
hélice,
los
aviones
tanto
motores
los
de
construidos
eran
motores accionados
propulsión
por
impulsados
por
hélice
reacción
tienen
sus propias fortalezas y limitaciones, y varios intentos
han
sido
hechos
para
combinar
las
características
deseables de ambos en un solo motor. Dos modificaciones
de estas son el motor de propulsión y el turbofan.
Motor Turbofan
El motor más ampliamente utilizado para la propulsión de
aviones
es
ventilador
el
es
turbofan
accionado
(o
fanjet)
por
una
en
donde
turbina
un
fuerza
gran
una
considerable cantidad de aire a través de un ducto que
encierra el motor.
Motor moderno de reacción:
Motor moderno de reacción empleado para impulsar el avión
Boeing 777. Es un turbofan Pratt & Whitney
de producir
(192
pulg)
374 kN (84,000
PW4084 capaz
lbs) de empuje. Tiene 4.87 m
de longitud y un ventilador de 2.84 m de
diámetro y pesa 6800Kg.
Motor turbohélice
Motor ranjet
CONCLUSIONES
El ciclo Brayton es un ciclo de potencia de gas y es la
base
de
las
turbinas
de
gas.
Tiene
como
función
transformar energía que se encuentra en forma de calor a
potencia
para
realizar
un
trabajo,
tiene
varias
aplicaciones, principalmente en propulsión de aviones, y
la
generación
de
energía
eléctrica,
aunque
se
ha
utilizado también en otras aplicaciones.
Este puede ser operado de varias maneras, ya sea abierto
o cerrado, existen formas de optimizar su rendimiento,
pero hay que tener mucho cuidado en examinar si vale la
pena
hacer
cambios.
Una
manera
de
mejorar
un
ciclo
cerrado es la regeneración empleando parte de la energía
desechada para calentar los gases que dejan el compresor
y, por ende, reducir la transferencia de calor requerida
por el ciclo.
Para
el
mejor
estudio
de
los
ciclos
de
potencia
se
utiliza una manera idealizada de los mismos en la que se
eliminan
ciertos
razonamiento,
en
puntos
estas
para
formas
procesos, son reversibles.
de
no
complicar
análisis
todos
su
los
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