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TECNOLOGÍAS DE CÁMARAS DE COMBUSTIÓN CENTRALES TERMOELECTRICAS INTEGRANTES: PROFESOR

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TECNOLOGÍAS DE CÁMARAS DE COMBUSTIÓN CENTRALES TERMOELECTRICAS INTEGRANTES: PROFESOR
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  UNIVERSIDAD NACIONAL DEL SANTA   Facultad de Ingeniería E. A. P. de Ingeniería en Energía I - UNIDAD “TECNOLOGÍAS DE CÁMARAS DE COMBUSTIÓN”   CENTRALES TERMOELECTRICAS INTEGRANTES: Miguel Ángel Pérez Félix Miguel Narro Dionicio Paul Reyna Rojas Noel Cano PROFESOR: Mg. Robert Guevara Chinchanyan Nuevo Chimbote –  Perú 2017  ÍNDICE   I.   INTRODUCCIÓN ……..………………………………………………………….……………………………..……………………………………… .. ……………...……… 18  II.   OBJETIVOS ……..………………………………………………………….……………………………..……………………………………………………….… . ………...……… 18  III.   FUNDAMENTO TEÓRICO 3.1.   Definición ………………………………………..…………………………………………………………………………………………………… . ………………..……… 17  3.2.   Funcionamiento …………………………..……………………………………………………………………………………………………………………..……… 17  3.3.   Tipos de cámara de combustión ………………………………………..…………..………………………………………………………..……… 17  3.3.1.   Cámara de combustión anular ……………………………………………………………………..… . … .. ..……… 1 7  3.3.2.   Cámara de combustión tubo-anular ……..…………………… .. ………………………..…………..……… 1 7  3.3.3.   Cámara de combustión silo o tubular ……..…..………………………………………………… .. ……… 1 7  3.4.   Materiales de las cámaras de combustión ………………………………………….………………………………………… . ……… 17  3.5.   Inyección de cámaras de combustión ……………………………………..…………….…………………………………………..…….. 17  3.5.1.   Los inyectores centrífugos o de remolino ……………………………………..………..……… . …….. 17  3.5.2.   Inyector simple ……………………………………..………………………………………………………………....……… . …….. 17  3.5.3.   Inyector de dos etapas ……………………………………………………………………………….………..……… . …….. 17  3.5.4.   Inyector con retorno ……………………………………………………………………….…………..………..……… . …….. 17  3.6.   Dimensiones de las cámaras de combustión …………………………………….…………………………………………..……… 17   IV.   CONCLUSIONES ………..……………………………………………..………………………………..…… . …………………………………………………………...……… 18  V.   BIBLIOGRAFÍA ... ………………………………………………………….……………………………..………………………………………………………………...……… 18    TECNOLOGÍAS DE CÁMARAS DE COMBUSTIÓN I.   INTRODUCCIÓN 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 y 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/seg. 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, velocidad de vuelo, y grado de carga (despegue, ascensión, aproximación). II.   OBJETIVOS    Presentar los tipos de cámaras de combustión; anular, tubo anular y tubular.    Presentar las características y funcionamiento de las cámaras de combustión.    Dar a conocer el tipo de material de fabricación y su dimensionamiento. III.   FUNDAMENTO TEÓRICO 3.1. DEFINICION   La cámara de combustión es el lugar donde se inyecta combustible, se mezcla con el aire comburente procedente del compresor y se provoca la combustión. Este proceso es continuo y se realiza en condiciones de presión y temperaturas elevadas. 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, y de 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. En las turbinas de gas la relación combustible/aire es muy inferior a la estequiometria, de manera que el aire de exceso sirva para enfriar los gases de la combustión y así, las temperaturas obtenidas no sean excesivamente elevadas para los materiales de la zona posterior a la cámara, así, si para el gas natural la relación de compresión estequiometria combustible/aire sería 1:15, la relación utilizada en las cámaras de combustión de las turbinas de gas se sitúa alrededor de 1:60. El diseño de la misma debe garantizar la estabilidad de la llama, un encendido eficaz y una operación segura a  diferentes regímenes de funcionamiento. Para conseguir esto, la cámara dispone de dos zonas: La zona primaria en la que se permite la entrada de aire (aire primario) en una cantidad suficiente para producir una combustión completa. Para ello se crean regiones ricas, en las que además se producen recirculaciones para mantener la llama estable. La introducción del combustible se realiza a través de unos inyectores que permitan una homogeneización rápida de la mezcla. En la zona primaria, es necesario que se forme una buena mezcla del aire con el combustible inyectado en un corto recorrido, por ello se recurre a la creación de turbulencias mediante álabes radiales torsionados, que creen un vórtice alrededor de la llama, lo que permite por un lado la estabilidad de la misma y por otro la mezcla en la periferia del vórtice. En la zona secundaria los gases resultantes de la combustión se diluyen con más aire, con lo que la temperatura disminuye antes de la admisión en la turbina. Este caudal de aire secundario es del orden de 3 o 4 veces mayor que el de aire primario. Antes de entrar en la cámara de combustión, el aire procedente del compresor es decelerado mediante unos difusores, de esta manera se evitan las fuertes pérdidas de carga que se darían en una combustión a alta velocidad (puesto que las pérdidas de carga son proporcionales al cuadrado de la velocidad) . Todas las cámaras de combustión tienen el mismo funcionamiento, incrementan la temperatura del fluido de trabajo, sin embargo hay diferentes formas y geometrías de cámaras de combustión para la turbina de gas. 3.2.   FUNCION MIENTO  El aire procedente del compresor del motor entra en la cámara de combustión a una velocidad de hasta 500 pies por segundo (150 m/s o 540 Km./h), pero dado que esta velocidad es demasiado alta para la combustión, lo primero que la cámara debe hacer es difundirla (dispersarla), es decir desacelerarla y elevar su presión estática. Puesto que la velocidad de combustión del keroseno a relaciones de mezcla normales es de solo unos cuantos pies por segundo, cualquier combustible prendido incluso en la corriente de aire difundido, que ahora tiene una velocidad de aproximadamente 80 pies por segundo (24 m/s o 87 Km./h), se apagaría. Por lo tanto en la cámara debe crearse una región de baja velocidad axial, de manera que la llama permanecerá encendida a través de toda la gama de condiciones operativas del motor. En funcionamiento normal, la relación total aire/combustible de una cámara de combustión puede variar entre 45:1 y 130:1. Sin embargo, el keroseno solo arderá eficazmente a una relación de, o cerca de 15:1, por lo que el combustible debe quemarse con solo parte del aire que entra en la cámara, en lo que se llama zona de combustión primaria. Esto se consigue por medio de un tubo de llama que tiene varios dispositivos para medir la distribución del flujo de aire a lo largo de la cámara. Aproximadamente el 18 por ciento de la masa de flujo de aire entra en la boca o sección de entrada de la cámara. Inmediatamente corriente abajo de la boca están los pequeños álabes fijos generadores de torbellino y una campana perforada que actúa de estabilizador o deflector, a través de la cual el aire pasa dentro de la zona de combustión primaria. El aire turbillonario induce un flujo hacia el centro del tubo de llama y promueve la recirculación deseada.  El aire que no entra por la boca de entrada de la cámara fluye dentro del espacio anular entre el tubo de llama y el cárter de refrigeración. A lo largo de la pared del cuerpo del tubo de llamas, adyacente a la zona de combustión, existe un determinado número de orificios a través de los cuales fluye entre un 10 y un 15 por ciento del flujo principal de aire que pasa dentro de la zona primaria. El aire procedente del generador de torbellinos y el que procede de los orificios de aire primario actúan entre si y crean una región de recirculación de baja velocidad. Esta toma la forma de un torbellino toroidal similar a un anillo de humo, y tiene el efecto de estabilizar y fijar la llama. Los gases de recirculación aceleran la combustión del combustible fresco inyectado elevándole a la temperatura de ignición. Está así dispuesto que la pulverización cónica del combustible procedente del inyector incida al torbellino de recirculación en su centro. Esta acción, junto con la turbulencia general en la zona primaria, ayuda bastante a difundir el combustible y mezclarlo con el aire que entra. La temperatura de los gases de la combustión liberada en la zona de combustión es aproximadamente de 1.800 a 2000 grados centígrados, la cual es demasiado caliente para entrar en los álabes guías de entrada en turbina. El aire que no se usa para la combustión, que supone aproximadamente del 60 al 75 por ciento del flujo total de aire, se introduce progresivamente dentro del tubo de llama. Aproximadamente la mitad de este aire se usa para bajar la temperatura del gas antes de que entre en la turbina, y la otra mitad se usa para refrigerar las paredes del tubo de llama. La combustión debería estar completa antes de que el aire de dilución entre en el tubo de llama, de lo contrario el aire que llega enfriará la llama resultando en una combustión incompleta. Una chispa eléctrica procedente de una bujía inicia la combustión, luego la llama se automantiene.   Fig. 01 . Distribución proporcional del aire una vez que entra a la cámara de combustión
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