Durante el funcionamiento de un quemador de turbina de gas pueden producirse oscilaciones de combustión. Esto también se conoce bajo los conceptos de "zumbido de la cámara de combustión", "oscilaciones de la cámara de combustión", "pulsaciones de presión inducidas por la combustión", "procesos de combustión oscilantes". Las oscilaciones de la combustión se deben a una interacción entre la cantidad suministrada por unidad de tiempo de la mezcla de aire de combustión y combustible que circula por el conducto de circulación del quemador. La mezcla se enciende después de entrar en una cámara de combustión y arde en una llama, con una conversión momentánea de la combustión en la llama. La conversión de combustión designa la cantidad de mezcla de aire y combustible de combustión convertida por unidad de tiempo durante un proceso de combustión en una llama. Debido a un cambio en el proceso de combustión, pueden producirse fluctuaciones de presión en la cámara de combustión, que pueden conducir a la formación de oscilaciones de presión estables. Además de una mayor producción de ruido, las oscilaciones de la combustión provocan una mayor carga mecánica y térmica en las paredes asociadas a la cámara de combustión y en otras partes pertenecientes al sistema de combustión. Una de las turbinas de gas GE 6FA+e tiene un problema de zumbido de combustión causado por las fluctuaciones de la presión del combustible durante el arranque y los disparos de la unidad debido a la sobre temperatura del escape o, a veces, a la llama. A veces, las fluctuaciones de la presión del combustible son menores y la unidad alcanza la velocidad máxima sin carga sin ningún problema. Redujimos la sensibilidad de la servoválvula de control de combustible de 2.7 a 1.95 y estuvo bien para un arranque, pero después de un segundo arranque al día siguiente ocurrió lo mismo con fluctuaciones de presión más bajas y sin disparar la unidad. Los filtros de combustible y aire son nuevos. Hemos comprobado los IGV y son constantes, también la presión del aire de atomización es constante. ¿Alguna idea? ¿Sería un problema con la válvula hidráulica de control de combustible? La mayoría de las turbinas de gas de servicio pesado utilizan termopares en el escape de la máquina para medir la temperatura de escape, que junto con otros parámetros de funcionamiento, lo más importante es la presión de descarga del compresor axial, se puede usar para controlar y proteger la sección de la turbina de la máquina. Y la mayoría de los fabricantes utilizan una serie de termopares dispuestos simétricamente alrededor de la periferia del escape de la turbina de gas para controlar la temperatura del escape. Algunos fabricantes de turbinas de gas, como GE, utilizan lo que se conoce como un sistema de combustión anular de lata, lo que significa que hay múltiples cámaras de combustión ("latas") dispuestas anularmente alrededor de la máquina, cada una con sus propias boquillas de combustible que inyectan combustible en la cámara de combustión para producir gases calientes que luego se dirigen a las secciones de la boquilla de la turbina de la primera etapa para fluir a través de la turbina y hacia el escape. Los gases calientes de la(s) zona(s) de combustión de cada cámara de combustión se dirigen a las toberas de la turbina de la primera etapa a través de lo que generalmente se denominan piezas de transición, que toman los gases calientes en un flujo "redondo" y los comprimen hacia abajo en un arco de suero circular mientras fluyen hacia la boquilla de la turbina de la primera etapa. La situación de combustión ideal, y la mejor situación de combustión, para la máquina es cuando fluye exactamente la misma cantidad de combustible en cada una de las cámaras de combustión individuales y produce exactamente la misma temperatura del gas de combustión. Otro aspecto del funcionamiento ideal de la turbina de gas es que las mismas cantidades de aire de combustión y aire de refrigeración (dilución) también fluyen hacia cada una de las cámaras de combustión individuales. De esta manera, cada sección de las toberas de la turbina de la primera etapa recibe gases de combustión calientes que son MUY similares en temperatura a todas las demás secciones de las toberas de la turbina de la primera etapa. Y, a medida que estos gases de combustión calientes fluyen a través de la sección de la turbina y hacia el escape, la temperatura de los gases a medida que se expanden (y se enfrían) también es muy similar, lo que da como resultado lecturas uniformes del termopar de escape alrededor del área de escape de la turbina de gas. Esta es la intención del sistema: producir temperaturas de gas de combustión caliente casi idénticas en cada cámara de combustión individual que se dirigirá a la sección de la turbina. Esto es lo mejor para los componentes de la sección de la turbina (boquillas, cubos (palas) y sección de escape) y da como resultado una vida útil óptima de las piezas (lo que significa períodos más largos entre paradas para inspecciones de mantenimiento y reemplazo de piezas). Un problema surge cuando una (o más) de las cámaras de combustión recibe más o menos combustible, o más o menos aire de combustión, o más o menos aire de refrigeración. Esto hace que la temperatura de los gases de combustión en aquellas cámaras de combustión con flujos irregulares de combustible y/o aire sea más alta o más baja que la de otras cámaras de combustión. Y esto NO es bueno para los componentes de la turbina (revestimientos de combustión; piezas de transición; boquillas; cubos; escape). PERO, no hay forma de saber con precisión qué cámaras de combustión tienen más o menos flujo de combustible, o más o menos aire de combustión, o más o menos aire de refrigeración. En el caso de las máquinas que funcionan con combustible de gas, las cámaras de combustión individuales se alimentan de un colector común para cada conjunto de boquillas de combustible, por lo que si el problema es el flujo desigual de combustible a las cámaras de combustión individuales, es muy difícil saber qué cámara de combustión tiene el problema. Los revestimientos de combustión (donde el combustible se inyecta desde las boquillas y se quema) pueden desarrollar grietas y agrandar los orificios de enfriamiento. El sello (llamado sello de "falda de hula") entre elEl extremo abierto del revestimiento de combustión también puede desarrollar grietas y agujeros. Las tiras de sellado donde encajan las piezas de transición en los primeros segmentos estables de la boquilla de la turbina pueden degradarse o no haberse instalado correctamente. Pero, ¡no temas! Lo sorprendente es que los gases de combustión a medida que fluyen a través de la turbina ¡NO SE MEZCLAN! Eso significa que si la cámara de combustión #4 tiene un problema de combustible (digamos que algunos de los orificios de la boquilla de combustible están obstruidos con escombros), los gases de combustión de la cámara de combustión #4 serán más bajos que los de las otras cámaras de combustión y esa baja temperatura será detectada por uno o más de los termopares en el escape de la turbina de gas. Esto provoca una dispersión de la temperatura de escape (diferencial) entre las temperaturas que se detectan en el escape de la turbina de gas: cuanto mayor sea la dispersión de la temperatura de escape (diferencial) entre termopares de escape adyacentes, peor será el problema en una cámara de combustión en particular. Si bien los gases de combustión no se mezclan con los gases de combustión de otras cámaras de combustión a medida que fluyen a través de la turbina y hacia el escape, no viajan a través de la turbina en línea recta. Por lo tanto, la baja temperatura del gas de combustión de la cámara de combustión #4 no será necesariamente detectada por los termopares de temperatura de escape directamente aguas abajo (axialmente) de la cámara de combustión #4. Y, de hecho, el "punto frío" (porque en nuestro ejemplo hay menos combustible quemándose en la cámara de combustión # 4 porque uno o más orificios de la(s) boquilla(s) de combustible en la cámara de combustión # 4 están obstruidos) se desplazará con la carga y a medida que los IGV (álabes guía de entrada) de la cámara de combustión axial se abran y cierren. Por lo tanto, a medida que la máquina se enciende, sincroniza y carga, el punto frío causado por menos combustible que fluye hacia la cámara de combustión # 4 se puede medir mediante los termopares de escape # 12 y -13. Y a medida que la máquina se carga (y los IGV se abren), el punto frío puede cambiar a los termopares de escape # 11 y -12, y a medida que la máquina se carga más, el punto frío se acercará cada vez más a los termopares de escape casi directamente aguas abajo de la cámara de combustión # 4. A medida que se descarga la máquina, el punto frío se moverá en la dirección opuesta. Este fenómeno de un punto caliente o frío "en movimiento" se llama "remolino". El punto es que, si bien las temperaturas más frías de los gases de combustión de la cámara de combustión # 4 no se mezclan ni se calientan con los gases de combustión de las otras cámaras de combustión, no fluyen directamente a través de la turbina y hacia el escape. Y, el hecho de que el punto frío causado por la cámara de combustión # 4 se "moverá" en el escape de la turbina de gas según lo detectado por los termopares de escape, por lo que ES posible determinar qué cámara de combustión está experimentando un problema (podría ser orificios de boquilla de combustible obstruidos, o una grieta o agujero en el revestimiento de combustión o pieza de transición) sabiendo cuánto cambiarán los gases de combustión de una cámara de combustión en particular que experimenta problemas de combustión en el escape de la turbina de gas en función de la carga y el diseño de la máquina (y el ángulo IGV). Además, se han desarrollado gráficos de remolinos específicos para turbinas de gas, o gráficos de ángulos de remolino, que pueden ser muy útiles cuando se trata de comprender qué cámara de combustión está experimentando un problema cuando aumenta la dispersión de la temperatura de escape para identificar qué cámara de combustión tiene el problema. Por lo tanto, el remolino es la acción de un punto frío o punto caliente que se "mueve" alrededor del escape de la turbina de gas a medida que se carga y descarga la máquina. La cantidad de "movimiento" (remolino) en el escape de una cámara de combustión en el escape es una función de la carga (y el ángulo IGV) y macDiseño de hine. Es muy importante tener en cuenta que los gráficos de ángulos de remolino pueden ser muy específicos para algunas máquinas. Se han desarrollado algunas aplicaciones de PC que se pueden utilizar para varias familias de turbinas de gas y tienen una circulación limitada, pero no siempre son muy precisas para cada máquina de una familia particular de turbinas de gas. La combustión premezcla pobre es muy ventajosa para reducir las emisiones de óxido de nitrógeno (NOx) de los motores de turbina de gas sin pérdida de eficiencia de combustión al controlar la relación de equivalencia dentro de un rango apropiado. Este método de combustión ha atraído considerable atención por parte de los desarrolladores de cámaras de combustión de turbinas de gas. Sin embargo, un inconveniente principal de las cámaras de combustión premezcladas pobres es que son susceptibles a perturbaciones del flujo. Sufren inestabilidades de combustión, como oscilaciones de combustión termoacústicas, explosiones pobres y retroceso de llama. Entre ellos, la inestabilidad de la combustión termoacústica, causada por el fuerte acoplamiento entre las variaciones de presión y la tasa de liberación de calor, se considera un problema grave porque puede provocar una reducción de la vida útil o incluso la destrucción total de un motor. El mecanismo físico subyacente a la aparición de la inestabilidad de la combustión termoacústica y los métodos eficientes de supresión de la inestabilidad de la combustión se han investigado exhaustivamente para varios tipos de cámaras de combustión de turbina de gas a escala de laboratorio con flujo turbulento, lo cual se resume en detalle en un artículo de revisión reciente editado por Huang y Yang.1 En cuanto al tratamiento del comportamiento dinámico en la inestabilidad de la combustión termoacústica, en la mayoría de los estudios se ha realizado el análisis espectral de potencia de las fluctuaciones de presión y liberación de calor.1–9 Este método ha sido ampliamente utilizado para caracterizar modos de combustión inestables. pero puede ser insuficiente para comprender e interpretar la física subyacente a la inestabilidad de la combustión porque la inestabilidad de la combustión es un fenómeno complejo fuertemente afectado por la no linealidad inherente asociada con reacciones químicas, flujo turbulento y perturbaciones acústicas. Como se resumió en un artículo de revisión anterior,1 la inestabilidad de la combustión se clasifica aproximadamente en dos tipos en términos de la amplitud de oscilación y la frecuencia obtenida del espectro de potencia. Uno es la combustión estable representada por un ciclo límite con una pequeña amplitud de oscilación y sin una frecuencia característica dominante. La otra es la combustión inestable representada por un ciclo límite con una gran amplitud de oscilación y frecuencias de oscilación bien definidas. Esta clasificación puede ser insuficiente para extraer y comprender las características no lineales del complejo comportamiento dinámico de la inestabilidad de la combustión. Por lo tanto, además del análisis lineal convencional, como el análisis del espectro de potencia, se requerirá un nuevo enfoque basado en dinámica no lineal para caracterizar la compleja inestabilidad de la combustión en cámaras de combustión de turbinas de gas pobres. De hecho, Lieuwen ha analizado las características de la dinámica de combustión en las cámaras de combustión de turbinas de gas desde el punto de vista de la dinámica no lineal.6 Uno de los autores ha informado recientemente que las dinámicas de combustión que se consideran caóticas se observan en un rango específico de relaciones de equivalencia.8 Revelar la relevancia del caos determinista para la inestabilidad de la combustión es importante para comprender la inestabilidad de la combustión en cámaras de combustión pobres con turbinas de gas, algo que aún no se ha dilucidado por completo.
