Bouam Abdallah [Unlocked by Www.freemypdf.com]

REPUBLIQUE ALGERIENNE DEMOCRATIQUE ET POPULAIRE MINISTERE DE LENSEIGNEMENT SUPERIEUR ET DE

LA RECHERCHE SCIENTIFIQUE

Dpartement : Transport et Equipements des Hydrocarbures

Laboratoire de Gnie Physique des Hydrocarbures

THESE DE DOCTORAT

Spcialit : Thermo-fluide

labore par :

Mr. BOUAM Abdallah

THEME:

Soutenue publiquement le : 05 / 10 / 2009

Devant le jury compos de : ZERAIBI Nordine Professeur (UMBB) Prsident BENNACER Rachid Professeur (Cergy Pontoise France) Examinateur KESSAL Mohand Professeur (UMBB) Examinateur MOHAMMEDI Kamal Matre de Confrences (UMBB) Examinateur AIT AIDER Aomar Matre de confrences (UMMTO) Examinateur AISSANI Slimane Professeur (UMBB) Rapporteur

Boumerds 2009

UNIVERSITE MHAMED BOUGARA-BOUMERDES

FACULTE DES HYDROCARBURES ET DE LA CHIMIE

Amlioration des performances des turbines gaz utilises dans lindustrie des hydrocarbures par linjection de vapeur deau

lamont de la chambre de combustion

Remerciements

Cette thse a principalement t mene au Centre de Recherche Nuclaire de Birine du Commissariat

lEnergie Atomique, au sein du Dpartement Thermohydraulique de la Division Technologie Nuclaire. Je remercie Monsieur Abdelmouman. KERRIS, Directeur Gnral du CRNB, Monsieur Abdelhafithe BENAZZA, Secrtaire Gnral du CRNB et Monsieur Mohamed SEMINE, Directeur de la Division des Technologies Nuclaire, pour leurs encouragements et les moyens matriels qui mont t accords et mis ma disposition.

Je remercie tout particulirement mon Directeur de thse, le Professeur AISSANI Slimane de la facult des

hydrocarbures et de la chimie lUniversit MHamed Bougara de Boumerds qui a eu la clairvoyance de me proposer ce thme et davoir assurer la direction scientifique de ce travail. Sa patience, sa disponibilit ses conseils clairs et son soutien constant mont t trs prcieux tout au long de la prparation de cette thse.

Je suis sensible lhonneur que ma fait le Professeur ZERAIBI Nordine de la facult des hydrocarbures et

de la chimie lUniversit MHamed Bougara de Boumerds en acceptant la prsidence du jury de thse. Je le prie de bien vouloir trouver ici lexpression de ma gratitude.

Mes remerciements sadressent aussi au Professeur BENNACER Rachid de lUniversit Cergy Pontoise

France pour avoir bien voulu examiner le contenu de ce travail et participer la soutenance. Jadresse aussi mes remerciements au Professeur KESSAL Mohand de la facult des hydrocarbures et de la

chimie lUniversit MHamed Bougara de Boumerds, Monsieur MOHAMMEDI Kamal Matre de confrences la facult des sciences de lingnieur de lUniversit MHamed Bougara de Boumerds et Monsieur AIT AIDER Aomar Matre de confrences la facult du gnie de construction de lUniversit Mouloud Mammeri de Tizi-Ouzou, pour avoir bien voulu examiner le contenu de ce travail et participer la soutenance.

Je tiens exprimer toute ma reconnaissance Monsieur R. KADI, Attach de Recherche DTN au CRNB,

qui ma aid au cours de la ralisation de ce travail et aux Messieurs les membres du Comit scientifique de la Division DTN pour leurs lectures du manuscrit.

Enfin, Je remercie toute ma famille pour son aide inestimable, en particulier mon pouse car sans son

soutien, sa patience et son dvouement, ce travail naurait pas pu tre achev. Que Mr S. BELAID, Charg de Recherche, notre Chef de Dpartement Thermohydraulique Division DTN,

Mr A. MESSAI Attach de Recherche Division DEDIN, Mr S. SAADI Chef de service SAS du dpartement DRH, Mr M. BOUAOUINA Attach de Recherche DTN, Dr. S. HAMMADI Chef de service CMT, au CRNB, tous mes amis du Centre de Recherche Nuclaire de Birine et tous ceux et celles qui de prs ou de loin ont contribu la ralisation de ce travail, soient ici remercis.

Rsum : Durant ces dernires annes, les turbines gaz industrielles ont jou un rle important dans les systmes de production de puissance, tels que les centrales nuclaire de puissance (NPP), les centrales de production dlectricit et les units des hydrocarbures. Bien que ces quipements possdent de nombreux avantages, leur haute sensibilit linfluence de variation de la temprature de lair ambiant, qui change considrablement entre le jour et la nuit, lt et lhiver, fait que le rendement thermique dexploitation de ces machines se trouve affect, ainsi lamlioration du cycle de ces machines savre ncessaire. A cet effet diffrentes techniques (rgnration, refroidissement intermdiaire, prchauffage et injection de vapeur deau) ont t employes afin damliorer les performances des turbines gaz. Le cycle de turbine gaz inject par la vapeur (STIG), consiste introduire de quantits convenables de vapeur deau dans divers points donns du cycle. Lobjectif principal de ce travail, consiste en lamlioration des caractristiques principales de la turbine gaz utilise dans des conditions de tempratures rudes dans le sud dAlgrie, par linjection de vapeur deau lamont de la chambre de combustion. La mthode suggre a t tudie, analyse et compare un cycle simple. Un code de calcul a t dvelopp pour diffrents processus de turbine gaz comprenant les effets, de la temprature de lair ambiant, de lhumidit du climat, du taux de compression, des paramtres dinjection, de la temprature standard, et de la temprature de combustion avec et sans linjection de vapeur. Les rsultats obtenus, montrent que la mthode dinjection de vapeur deau lamont de la chambre de combustion amliore considrablement les performances de la turbine gaz. Des donnes dessai dune turbine gaz industrielle largement utilise dans le domaine des hydrocarbures, dun modle informatique et dune tude thorique sont employes pour vrifier la validit de notre modle propos. La comparaison des rsultats obtenus par le programme ceux de la littrature est en bon accord. A partir de ces avantages, nous recommandons lutilisation de cette mthode dans lindustrie des hydrocarbures. Cette tude peut tre conforte par un test exprimental. Abstract: Analysis and improvement of gas turbine performances used under hard conditions by steam water injection in the combustion chamber. In the past three decades, industrial gas turbines have gained more importance on the power generation systems, such as nuclear power plant (NPP) and the petroleum power plant. Although the advantages of such equipment, high sensitivity to the influence of the ambient air temperature, which varies greatly between day and night, summer and winter, which the thermal efficiency of these machines is affected the improvement of these cycles are required. For this purpose different methods (regeneration, intermediate cooling, preheating and injection of steam water) were used to improve performance cycle gas turbine. The steam injected gas turbine cycle (STIG) consists of introducing a high amount of steam at various points in the cycle. The main purpose of the present work is to improve the principal characteristics of gas turbine used under hard condition of temperature in Algerian Sahara by injecting steam in the combustion chamber. The suggested method has been studied, analysed and compared to a simple cycle. Efficiency, however, is held constant when the ambient temperature increases from ISO conditions to 50C. Computer program has been developed for various gas turbine processes including the effects of air ambient temperature humidity of the climate, pressure ratio, injection parameters, standard temperature, and combustion chamber temperature with and without steam injection. Data from the performance testing of an industrial gas turbine, computer model, and theoretical study are used to check the validity of the proposed model. The comparison of the predicted results to the test data is in good agreement. Starting from the advantages, we recommend the use of this method in the industry of hydrocarbons. This study can be contributed for experimental tests.

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Table des matires

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Table des matires

Liste des symboles

Introduction gnrale..

Chapitre I : Revue bibliographique sur les TAG et leurs applications

I.1- Gnralits.....

I.2- Prsentation.......I.2.1- Composants dune turbine gaz......

I.2.1.1- Entre dair.......I.2.1.2- Compresseur.I.2.1.3- Chambre de combustion...I.2.1.4- Turbine de dtente....I.2.1.5- Echappement de la turbine gaz..........

I.2.2- Puissances et rendements.

I.3- Applications de la turbine gaz....I.3.1- Ralisation pratique..I.3.2- Limites techniques et avantages.......I.3.3- Domaines dutilisation......

I.3.3.1- Aronautique............I.3.3.2- Turbines gaz pour des vhicules.I.3.3.3- Turbine gaz pour la production dnergie lectrique.I.3.3.4- Turbines gaz dans des industries de ptrochimique...I.3.3.5- Utilisation des turbines gaz dans les stations de rinjection dans

un gisement de ptrole et de gaz..................

Chapitre II : Description des cycles thermodynamiques et performances dune TAG

II.1- Principe de fonctionnement.....

II.1.1- Principes...II.1.2- Rendement...........

II.2- Configurations des cycles de turbine gaz..................

II.2.1- Cycle ouvert direct.......II.2.2- Cycle ouvert indirect........II.2.3- Cycle ferm direct........II.1.4- Cycle ferm indirect.....

II.3- Cycles de puissance de turbine gaz...

II.4- Cycle thermodynamique dune TAG...........

II.4.1- Cycle idal de Joule.

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Table des matires

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II.4.2- Cycle rel de Joule...II.4.3- Cycle dAtkinson.

II.5- Excursion rapide dans larodynamique......

II.5.1- Nombre de Mach..II.5.2- Nombre de Reynolds........II.5.3- Refroidissement des aubes...................II.5.4- Combustion..II.5.5- Faible mission des NOx sec...............

II.6- Interaction des composants dune TAG...

II.6.1- TAG un seul arbre.........II.6.2- TAG deux arbres....II.6.3- Comparaison entre les TAG un arbre et deux arbres.....II.6.4- Charge..II.6.5- Vitesse de rotation de la turbine de puissance.

II.7- Influence des technologies de contrle dmission..

II.7.1- Ailettes dadmission et ailettes du stator variables..........II.7.2- Charges daccessoire........II.7.3- Contrle de la temprature.......

II.8- Influence des conditions ambiantes.....

II.8.1- Temprature ambiante.II.8.2- Pertes de pression ladmission et lchappement.......II.8.3- Pression ambiante........II.8.4- Carburant..II.8.5- Humidit relative..

II.9- Courbes typiques des TAG..........

II.10- Dgradation des performances des TAG...........

II.11- Protection contre la dgradation....

Chapitre - III : Mthodes damlioration du cycle dune TAG

III.1- Cycle idal de Brayton....................

III.2- Cycle non-idal de Brayton....

III.3- Combustion et missions....

III.3.1- Processus de la combustion....III.3.1.1- Processus dune combustion complte..................III.3.1.2- Processus dune combustion incomplte...

III.3.2- Bruleur de faibles secs NOx...............III.3.3- Autre systme paramtrique de surveillance dmissions......

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Table des matires

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III.4- Amlioration du cycle de Brayton..III.4.1- Rgnration...........III.4.2- Refroidissement intermdiaire du compresseur.....III.4.3- Rchauffage inter- turbines de dtente...III.4.4- Injection de masse de fluide dans le circuit de la TAG......

III.4.4.1- Cycles avec injection deau lamont du compresseur.....III.4.4.2- Cycles avec injection deau dans le compresseur...III.4.4.3- Cycles avec injection deau laval du compresseur....III.4.4.4- Cycles avec injection de vapeur lamont, dans et laval

de la chambre de combustion

Chapitre - IV : Etude & modlisation thermodynamique du cycle de STIG

IV.1- Analyse thermodynamique dun cycle simple.IV.1.1- Description gnraleIV.1.2- Cycle de BraytonIV.1.3- Analyse de la compression.IV.1.4- Analyse de la combustionIV.1.5- Analyse de la dtente...

IV.2- Analyse thermodynamique dun cycle STIG..

IV.2.1- Cycle propos.....................IV.2.2- Analyse de la compression.IV.2.3- Analyse de la combustion..IV.2.4- Analyse de la dtente.

IV.2.4.1- Puissance fournie par la turbine.IV.2.4.2- Puissance utile....

IV.3- Etude de lhumidit.....

IV.3.1- Humidit relative....IV.3.2- Humidit absolue....IV.3.3- Mesure de lhumidit......

IV.4- Modlisation thermodynamiques de la TAG..........

IV.4.1- Performances dun cycle simple de la TAG...IV.4.1.1- Caractristiques principales de la TAG ltat secIV.4.1.2- Caractristiques principales de la TAG en prsence dhumidit...

IV.4.2- Performances du cycle STIG.......

IV.4.2.1- Effets de linjection de vapeur sur les caractristiques principalede la TAG.

IV.4.2.2- Amlioration des caractristiques principales de la TAG par linjection de vapeur.....

Chapitre V : Description du programme de calcul IImmpprroovvSSTTIIGG

V.1- Donnes dexploitation de la turbine gaz......

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Table des matires

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V.2- Prsentation du programme..........V.2.1- Algorithme...V.2.2- Organigrammes...

V.2.2.1- Organigramme du programme principal.....V.2.2.2- Organigramme de calcul de linfluence des conditions

ambiantes sur les performances de la TAGV.2.2.3- Organigramme de calcul des effets dinjection de vapeur

deau sur les performances de la TAG................V.2.2.4- Organigramme damlioration des performances de la TAG par

linjection de vapeur deau.............V.2.2.5- Organigramme de calcul des proprits thermodynamique dairV.2.2.6- Organigramme de calcul dhumidit et de la pression

de saturationV.2.2.7- Organigramme de calcul des proprits thermodynamiques

de leau et de vapeur....

V.3- Fichiers Output..... V.4- Fonctionnalits du code de calcul

Chapitre - VI : Rsultats & interprtations

VI.1- Prsentation des proprits thermodynamiques de lair.................

VI.2- Influence des conditions atmosphriques sur les performances de la TAG.......VI.2.1- Analyse des performances de la turbine gaz ltat sec.........

VI.2.1.1- Influence de la temprature ambiante sur les performances de la TAG...

VI.2.1.2- Influence de la pression dentre sur les performances de la TAG...

VI.2.2- Analyse des performances de la TAG en prsence dhumidit.....VI.2.2.1- Prsentation des paramtres dhumidit.VI.2.2.2- Influence du taux de compression..VI.2.2.3- Influence de la temprature ambiante sur les performances

de la TAG..

VI.3- Effets de linjection de la vapeur deau sur les performances de la TAG...VI.3.1- Influence du taux de compression......VI.3.2- Influence de la quantit de vapeur injecte.....VI.3.3- Influence des paramtres dinjection sur les caractristiques principales

de la TAG.VI.3.3.1- Pression..VI.3.3.2- Temprature

VI.4- Amlioration du cycle de la turbine gaz par linjection de vapeur......

VI.4.1- Influence du taux de compression sur le dbit de vapeur......VI.4.2- Influence de la temprature ambiante....

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Table des matires

v

VI.4.3- Influence de la temprature de la chambre de combustion....VI.4.4- Influence des paramtres dinjection sur la quantit de vapeur injecte....

VI.5- Validation des rsultats...

VI.5.1- Influence de linjection de vapeur sur la puissance utile.......VI.5.2- Influence de linjection de vapeur sur le rendement thermique.....

Conclusion gnrale.....

Annexes

Annexe - A : Proprits thermodynamiques de lair

A.1- Proprits thermodynamiques de lair..A.2- Proprits thermodynamiques des gaz dchappement.......

Annexe - B : Tempratures & humidits

B.1- Temprature humide de lair.B.2- Principe de saturation et la pression de la vapeur deau...B.3- Proprits de saturation de la vapeur deau..

Annexe - C : Proprits thermodynamiques de leau et de la vapeur deau

C.1- Description des constantes de la vapeur deau.........C.2- Dfinition des diffrentes zones.......C.3- Equations de IAPWS-IF97.......

Rfrences bibliographiques

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124124124

125

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134139139

141142143

Liste des symboles

i

Liste des symboles

Une lettre peut avoir plusieurs significations. Toutefois le contexte nautorisera aucune confusion. Variable Dsignation Unit

A Section. [m2]a30 Proportion du dbit dair qui part dans les fuites. [-] c Vitesse absolue. [m/s] Cf Coefficient du dbit. [-]

cp, cv Chaleurs spcifiques pression constante et volume constant. [J/(kg.K)] pc Chaleur spcifique moyenne pression constante. [J/(kg.K)]

D Diamtre de la tuyre. [m] e25 Proportion de lnergie de compression contenue dans le dbit de fuite [-] F Pousse. [N] f Rapport de carburant/air (sans injection de la vapeur). [-] f Rapport de carburant/air (avec injection de la vapeur). [-] h Enthalpie spcifique. [J/kg]

ofh Enthalpie spcifique standard. [J/kg]

H Enthalpie. [J/kg] HR Taux de la chaleur. [-] Iw Indice de Woob. [-] k Cfficient polytropique du fluide. [-] M Masse molculaire. [Kg/kmol] m Masse du fluide. [Kg] m Dbit massique. [kg/s]

Mn Nombre de Mach. [-] N Vitesse de rotation. [tr/mn] n Nombre dtage. [tage] ni Fraction dun lment dans un mlange gazeux. [-] p Pression. [bar] P Puissance. [W]

PCI Pouvoir calorifique infrieur du carburant. [kJ/kg] Q Flux de chaleur. [J] Q Dbit volumique. [m3/s] R Constante spcifique du gaz. [J/(kg.K)] r Rayon. [m] s Entropie. [J/kg]

S.F.C Consommation spcifique. [kg/kW.h] SG Pesanteur spcifique du gaz. [m/s2] t Temprature absolue. [C] T Temprature absolue. [ K ] u Vitesse dentranement. [m/s]

vap Rapport des dbits massiques (vapeur - air). [%] w Travail spcifique. [J/kg] W Travail. [J]

Variables grec

Chute dun paramtre. [Unit] Elvation. [m]

R Efficacit dun changeur de chaleur. [%] Rapport dquivalence dune combustion. [-] Humidit relative. [-] Exposant isentropique. [-] Rendement isentropique. [%]

Liste des symboles

ii

Th Rendement thermique de la turbine gaz. [%] Coefficient dexcs dair. [-] Vitesse de rotation angulaire. [Rad/s] Humidit absolue. [-] Couple. [N.m] Sl Vitesse de propagation de la flamme. [m/s] Taux de compression. [-]

Indices et Exposants

o Quantit totale.

1, 2, 3, 4 Positions du cycle prsentes par les diffrents lments de la turbine gaz. a Air.

Adm Admission. Amb Ambiant.

C Compresseur. CC Chambre de combustion.

Cmb Combustion. Const Constructeur. corr Paramtre corrig. E_C Entre du compresseur.

Echap Echappement. e Eau. f Carburant. fl Flamme. G Gnrateur de vapeur. g Gaz dchappement.

hum Humide. inj Paramtres dinjection. Iso Conditions standards. mc Pertes mcaniques.

n Nette. opt Optimal. p Propulsion.

Ref Refoulement. Rfr Rfrigrant. S_C Sortie du compresseur. sat Saturation. sec Sche.

Stc Stchiomtrique. T Turbine.

u1, u2 Projection suivant laxe longitudinal. Ut Utile. v Vapeur deau injecte. x Nombre datomes de carbone dans un hydrocarbure. y Nombre datomes dhydrogne dans un hydrocarbure.

Liste des symboles

iii

Units

Atm : Atmosphre. K : Kelvin. C : Celsius. C.E : Colonne deau. ppmv : Parties par million par le volume. rpm : Rvolution par minute. s : Seconde. h : Heure. min : Minute. EI : Indice dmission.

Abrviations

B.P : Basse pression. DLN : Faible de NOx sec. EvGT : Turbine gaz dvaporative. GAP : Groupes auxiliaires de puissance. GN : Gaz naturel. HAT : Turbine dair humide. H.P : Haute pression. HRSG : Gnrateur de vapeur de rtablissement de la chaleur (heat recovery steam

generator). HAT : Turbine gaz air humide. ISO : Organisation standard international. STIG : Turbine gaz avec injection de vapeur. TAG : Turbine gaz. EvGT : Turbine gaz vaporative.

Substances chimiques

C2H6 Ethane. CH4 Methane. CxHy Hydrocarbon gnral. CO Oxyde de carbone. CO2 Dioxyde de carbone. H, H2 Hydrogne. HCN Cyanure dhydrogne H2O Eau. N, N2 Azote. NOx Oxydes dazote. O, O2 Oxygne. OH Hydroxyle. UHC : Hydrocarbures non brls.

Liste des symboles

iv

Liste des figures

Figure Titre Page(I-1) Diffrents composants dune turbine gaz....5 (I-2) Dfinitions des tempratures de flamme.....6 (I-3) Bilan nergtique dans le brleur.......7 (I-4) Reprsentation du cycle dune turbine gaz....9 (I-5) Composants principaux dun turboracteur..12 (I-6) Dispositif gnral de la propulsion........12 (I-7) Diagramme T-s pour un turbojet...15 (I-8) Digramme T-s dun turbojet avec rchauffage.....15 (I-9) Composants principaux dun turboracteur.........15

(I-10) Turboracteur avec un ventilateur arrire....16 (I-11) Turbo-fuse....17 (I-12) Avion nuclaire..17 (I-13) Production dlectricit par Turbine gaz- cycle simple.19 (I-14) Production dlectricit : centrale lectrique cycle combin.....19 (I-15) Centrale de cognration...19 (I-16) Unit de turbine gaz dans le systme dnergie global...20 (I-17) Centrale nuclaire de turbine gaz circuit ferm..20 (I-18) Racteurs neutrons rapides caloporteur gaz...21 (I-19) Turbine gaz fournissant lair de combustion prchauff pour des chaudires vapeur..21 (I-20) Gnrateur gaz assurant les gaz chauds pour un processus industriel.....22 (I-21) Processus pressuris utilis dans la fabrication de lacide nitrique....22 (I-22) Rinjection des gaz rsiduels....23 (II-1) Turbine gaz un seul arbre (entranement dextrmit froid) et deux darbres

(Entranement dextrmit chaud).......25 (II-2) Fonctionnement dune turbine gaz compresseur axial............................26 (II-3) Coupe longitudinale dune turbine gaz...26 (II-4) Turbine gaz cycle ouvert direct, (a) dun axe simple, et (b) deux axes...27 (II-5) Cycle ouvert indirect dune turbine gaz......28 (II-6) Cycle direct ferm dune turbine gaz.............................28 (II-7) Cycle dune turbine gaz ferm indirect .........28 (II-8) Schma simple dun circuit ouvert dune centrale de turbine gaz29 (II-9) Diagramme h-s dun cycle de Brayton.....29 (II-10) Diagrammes p-v d un cycle idal de Joule...30 (II-11) Diagrammes T-s dun cycle idal de Joule...30 (II-12) Diagramme T-s pour un cycle rel sans pertes de pression.....31 (II-13) Diagramme T-s pour un cycle rel avec pertes de pression......32 (II-14) Cycle avec combustion volume constant dAtkinson.33 (II-15) Vitesses un tage du compresseur...34 (II-16) Distribution du nombre de Mach pour les aubes de compresseur de type transsoniques....35 (II-17) Distribution de vitesse dans la tuyre de turbine avec diffrents taux de compression................36

Liste des symboles

v

(II-18) Performances dun compresseur typique avec les lignes de fonctionnant dun moteur un seul darbre.36

(II-19) Performances dun compresseur typique avec les lignes de fonctionnant dun moteur deux arbres36

(II-20) Types de refroidissement des aubes....38 (II-21) Profil de la temprature axiale dans la chambre de combustion......39 (II-22) Temprature de flamme en fonction du rapport Carburant--Air....40 (II-23) Interaction entre les composants dune turbine gaz...40 (II-24) Carte schmatique de performance de turbine pour deux turbines..42 (II-25) Rendement thermique des turbines gaz industrielles typiques en fonction de la charge...44 (II-26) Facteurs de correction pour des pertes dadmission, des pertes dchappement

et laltitude demplacement....47 (II-27) Taux de puissance et de chaleur en fonction de laltitude demplacement...48 (III-1) Diagrammes P-V et T-s pour un cycle idal de Brayton...51 (III-2) Diagrammes de P-v et T-s de cycle idal et non-idal de Brayton...53 (III-3) Reprsentation dun combusteur conventionnel et dun combusteur pr-mlang faible57 (III-4) Cycle de Brayton avec la rgnration.....59 (III-5) Effets des taux de compression et de la temprature sur le rendement thermique61 (III-6) Cycle de Brayton avec refroidissement intermdiaire du compresseur....62 (III-7) Cycle de Brayton avec rchauffage de la turbine.....63 (III-8) Diagrammes dcoulement et T-s pour un cycle idal ferm de Brayton avec refroidissement

de deux tages : une surchauffe et lautre de rgnration.65 (III-9) Diffrentes configurations dinjection de leau ou de vapeur dans un cycle simple dune TAG.66

(III-10) Suralimentation dune turbine gaz avec un filtre de particule et un refroidisseur dvaporation.....67

(III-11) Turbine gaz avec injection deau dans le compresseur......67 (IV-1) Schma dun cycle simple...70 (IV-2) Cycle dune turbine gaz inject par la vapeur....72 (IV-3) Volume de contrle de la chambre de combustion (Application du bilan thermique)..73 (IV-4) Diagramme T-s illustrant la dfinition du point de ros...75 (IV-5) Psychromtre..77 (IV-6) Analyse nergtique et thermodynamique dune TAG......77 (V-1) Organigramme global de calcul ....86 (V-2) Organigramme de calcul de linfluence des conditions ambiantes sur les performances

de la TAG...89 (V-3) Organigramme de calcul des effets dinjection de vapeur deau sur les performances

de la TAG....92 (V-4) Organigramme damlioration des performances de la TAG par linjection de vapeur deau

lamont de la chambre de combustion.........................................95 (V-5) Organigramme de calcul des proprits thermodynamique de lair.96 (V-6) Organigramme de calcul dhumidit et la pression de saturation........98 (V-7) Organigramme de calcul des proprits thermodynamique de leau et de la vapeur........99 (VI-1) Chaleur spcifique dair.....101 (VI-2) Coefficient polytropique dair....101 (VI-3) Rapport carburant / air......102 (VI-4) Travail spcifique du compresseur......102 (VI-5) Tempratures la sortie du compresseur et la sortie de la turbine.....102

Liste des symboles

vi

(VI-6) Puissance absorbe par le compresseur....103 (VI-7) Puissance dlivre par la turbine...103 (VI-8) Puissance utile.................103 (VI-9) Temprature la sortie du compresseur....103

(VI-10) Diffrentes puissances....104 (VI-11) Travail Spcifique de dtente.........104 (VI-12) Dbit des gaz dchappement......104 (VI-13) Puissance utile......105 (VI-14) Rendement thermique global......105 (VI-15) Rendement thermique global.......105 (VI-16) Diffrentes puissances........105 (VI-17) Tempratures de sortie.......106 (VI-18) Rendement thermique global...106 (VI-19) Puissance absorbe par le compresseur.....106 (VI-20) Puissance dlivre par la turbine.......106 (VI-21) Puissance utile.....106 (VI-22) Temprature la sortie du compresseur........106 (VI-23) Rendement thermique.........107 (VI-24) Puissance absorbe par le compresseur.....107 (VI-25) Puissance dlivre par la turbine........107 (VI-26) Puissance utile........108 (VI-27) Temprature des gaz dchappement .108 (VI-28) Rendement thermique global .................108 (VI-29) Temprature humide........109 (VI-30) Humidit absolue.................109 (VI-31) Puissance absorbe par le compresseur.....110 (VI-32) Puissance fournie par la turbine.................110 (VI-33) Puissance utile....110 (VI-34) Rendement thermique de la turbine.....110 (VI-35) Dbit massique dair.......111 (VI-36) Dbit massique des gaz de combustion......111 (VI-37) Dbits massiques du fluide moteur.................111 (VI-38) Puissance absorbe par le compresseur................112 (VI-39) Puissance fournie par la turbine................112 (VI-40) Puissance utile.....112 (VI-41) Rendement thermique de la turbine........112 (VI-42) Dbit massique dair......113 (VI-43) Dbit massique des gaz de combustion..113 (VI-44) Dbits massiques du fluide moteur.....113 (VI-45) Puissances..114 (VI-46) Rendement thermique......114 (VI-47) Dbit des gaz dchappement......114 (VI-48) Puissances......115

Liste des symboles

vii

(VI-49) Rendement et dbit des gaz dchappement...115 (VI-50) Puissance du compresseur.115 (VI-51) Puissance de la turbine de dtente.....115 (VI-52) Rendement thermodynamique.....116 (VI-53) Dbit des gaz dchappement......116 (VI-54) Dviations des performances.....116 (VI-55) Rendement en fonction du taux de compression.117 (VI-56) Dbit massique en fonction du taux de compression..117 (VI-57) Rendement en fonction de la vapeur injecte.117 (VI-58) Rendement en fonction de la vapeur injecte.117 (VI-59) Rendement en fonction du taux de compression.118 (VI-60) Dbit massique en fonction du taux de compression..118 (VI-61) Rendement en fonction de la vapeur injecte. ...118 (VI-62) Rendement en fonction de la vapeur injecte.118 (VI-63) Rapport vapeur-air inject.................119 (VI-64) Rendement thermique global......119 (VI-65) Puissances......120 (VI-66) Rendements......120 (VI-67) Puissances......120 (VI-68) Rendement et rapport de vapeur-air inject.......121 (VI-69) Dbit du fluide moteur........121 (VI-70) Rendements sans et avec injection de la vapeur......121 (VI-71) Quantit de la vapeur injecte........122 (VI-72) Rendements.....122 (VI-73) Puissance utile........122 (VI-74) Puissance de dtente....123 (VI-75) Puissance utile....123 (VI-76) Quantit de vapeur injecte....123 (VI-77) Rendements.....123 (VI-78) Profil de la puissance utile.........124 (VI-79) Profil du rendement global.124 (C-1) Prsentation des diffrentes rgions de IAPWS -IF97 Amlior en 2007..142 (C-2) Equations des diffrentes rgions...143

Liste des tableaux

Tableau Titre Page(III-1) Corrlations de prdiction des missions de NOx et CO..58 (III-2) Avantages et inconvnients de rchauffage de la turbine.64 (III-3) Processus de turbine gaz avec le mlange de lair-eau en tant que fluide moteur.68 (V-1) Caractristiques de la turbine gaz GE MS5002.....84 (A-1) Proprits thermodynamiques de lair pour p = 1 bar..................128 (A-2) Proprits thermodynamiques de lair pour p = 5 bar..129

Liste des symboles

viii

(A-3) Proprits thermodynamiques de lair pour p = 10 bar........131 (A-4) Constantes pour diffrent gaz (produits de combustion)....132 (B-1) Donnes des valeurs de la temprature dun bulbe humide...136 (B-2) Pression de saturation en fonction de la temprature....139 (C-1) Coefficients et exposants des quations fondamentales et ses drivs - rgion 1......145 (C-2) Coefficients des quations des limites - rgion 2......145 (C-3) Coefficients et exposants de la partie vapeur de lquation f et ses drivs - rgion 2...147 (C-4) Coefficients et exposants de la partie rsiduelle de lquation f et ses drivs - rgion 2........147 (C-5) Coefficients et exposants de lquation f et ses drivs - rgion 3....149 (C-6) Coefficients des quations des paramtres de saturation (pression et temprature) - rgion 4.150

(C-7) Valeurs des coefficients et exposants de la vapeur de la partie 0 de lnergie libre

de Gibbs - rgion 5..................................................................................................151

(C-8) Valeurs des coefficients et exposants du gaz idal de la partie r de lnergie libre

de Gibbs - rgion 5..151

Introduction gnrale

1

Introduction gnrale

Les turbines gaz (TAG) ont connu ces dernires annes un dveloppement considrable dans de nombreuses applications industrielles en particulier dans le domaine des hydrocarbures et de la production dnergie lectrique. Malgr de nombreux avantages, leur haute sensibilit linfluence de la temprature de lair ambiant qui varie considrablement entre le jour et la nuit, lt et lhiver, fait que le rendement thermique dexploitation de ces machines se trouve affect [1-14].

Actuellement pour solutionner le problme, compte tenu des rgions dexploitation, on procde, lors du projet, au surdimensionnement systmatique des groupes dentranement par rapport aux machines entranes. Certes, ce moyen assez fiable est loin dtre conomique compte tenu des prix levs de ces machines et du nombre dinstallations en exploitation.

Le cycle dune turbine gaz est un cycle trs souple de sorte que ses paramtres de performance puissent tre amliors, en ajoutant des composants supplmentaires un cycle simple [15-18].

A cet effet diffrentes mthodes (rgnration [19-22], refroidissement intermdiaire [23-32], prchauffage [33-38] et injection deau [39-43] ou de vapeur deau [44-51]) ont t utilises afin damliorer les performances des turbines gaz.

Lavantage de toutes ces mthodes est daugmenter les performances et la puissance spcifique compare un cycle sec de turbine gaz. Laddition de leau ou de vapeur deau dans le cycle de turbine gaz aide galement la diminution des missions lchappement.

La mthode dinjection de vapeur lamont de la chambre de combustion dune turbine gaz (STIG cycle) a t tudie et applique.

Laugmentation de la puissance spcifique est une consquence de la masse supplmentaire traversant la chambre de combustion. Linjection de vapeur a t employe dans des turbines gaz aussi pour rduire les missions NOx [52-58]. La quantit de vapeur produite dans le HRSG dpend du dbit deau dalimentation et des conditions de fonctionnement de la chaudire.

Pour cela le processus de combustion dans la turbine gaz seffectue en prsence dune quantit supplmentaire de vapeur deau. Celle-ci a t injecte lamont de la chambre de combustion. La mthode la plus commune pour amliorer le rendement de la turbine gaz du cycle simple consiste employer la chaleur des gaz dchappement pour produire la vapeur surchauffe injecter. Laugmentation du rendement et de la puissance la sortie de la turbine est une consquence de la masse supplmentaire traversant la turbine.

Lobjectif principal de notre travail consiste en lamlioration des performances des turbines gaz utilises dans des conditions climatiques rudes du sud Algrien, tels que la variation de la temprature ambiante et lhumidit par des quantits appropries de vapeur deau injecter lamont de la chambre de combustion.

Un programme de calcul, bas sur les relations analytiques des diffrents processus dune turbine gaz, a t tabli pour une gamme de taux de compression et de temprature de combustion en considrant les proprits thermodynamiques du fluide moteur variables en fonction des paramtres de pression et de la temprature.

Dans ce travail une tude thorique est faite en modlisant un cycle simple avec rcupration de la chaleur des gaz dchappement afin dobtenir la vapeur surchauffe pour

Introduction gnrale

2

lutilisation, en considrant tous les facteurs qui affectent rellement les performances du cycle.

Nous avons pris les caractristiques dune turbine gaz GE MS5002 comme machine dapplication de notre programme. Ce travail permet ltude de leffet de plusieurs paramtres tels que la temprature ambiante, la pression atmosphrique et lhumidit du climat de fonctionnement sur les performances de cet quipement.

Ce travail, qui sinscrit dans le cadre dun projet de recherche sur les Turbomachines et Lutte Contre la Pollution Gazeuse et Particulaires, consiste en llaboration dun code de calcul et danalyse des paramtres des diffrents processus dune turbine gaz tels que la compression, la combustion et la dtente. Linfluence des conditions ambiantes sur les performances de la machine considre a t mise en vidence. Afin de rendre cet quipement insensible la variation de la temprature ambiante, linjection de la vapeur deau lamont de la chambre de combustion a t tudie et applique la turbine GE MS5002 largement utilise dans lindustrie des hydrocarbures [59-62].

Le prsent travail est rparti en six chapitres.

- Le premier chapitre consiste essentiellement en une revue bibliographique sur les turbines gaz, leurs domaines dutilisations, et leurs particularits de fonctionnement. Parmi les domaines dapplications, nous citerons : les centrales lectronuclaires, le transport des hydrocarbures et la propulsion.

- La description des diffrents cycles thermodynamiques et une tude dtaille des performances dune turbine gaz ont t prsent dans le deuxime chapitre.

- Dans le troisime chapitre, les corrlations principales de prdiction des missions lors dune combustion et les diffrentes techniques damlioration des cycles thermodynamiques des turbines gaz tels que la rgnration, le refroidissement intermdiaire dans le compresseur, le prchauffage et linjection de masse deau et de vapeur deau ont t exposes.

- Dans le quatrime chapitre, nous prsentons ltude et la modlisation du cycle thermodynamique dune turbine gaz en fonction de la variation de la temprature et du taux de compression. La modlisation dans ce chapitre a t tablie sans et avec injection de vapeur deau, en tenant compte dun climat sec et humide.

- Le code informatique danalyse et de calcul des performances dune turbine gaz dans des gammes de temprature ambiante, des taux de compression, de lhumidit relative et de vapeur deau donns, est expos dans le cinquime chapitre.

- Enfin, dans le dernier chapitre, les diffrents rsultats obtenus laide du code de calcul concernant linfluence des conditions ambiantes temprature, pression et lhumidit sur les performances dune turbine gaz. Les effets dinjection de vapeur deau et lamlioration des caractristiques principales de cet quipement sont analyss, discuts et interprts.

Chapitre-I Revue bibliographique sur les TAG et leurs applications

3

Chapitre-I : Revue bibliographique sur les TAG et leurs applications

I.1- Gnralits

Les turbines gaz font partie des turbomachines dfinies par Rateau comme tant des

appareils dans lesquels a lieu un change dnergie entre un rotor tournant autour dun axe vitesse constante et un fluide en coulement permanent. Une turbine gaz, appele aussi turbine combustion, est une machine tournante thermodynamique appartenant la famille des moteurs combustion interne dont le rle est de produire de lnergie mcanique (rotation dun arbre) partir de lnergie contenue dans un hydrocarbure (fuel, gaz...) [63-66].

Selon le type de fluide utilis, dit fluide actif ou fluide moteur, on a une turbine hydraulique, une turbine vapeur ou une turbine gaz. Dans ce dernier cas, le fluide moteur le plus frquemment utilis provient des gaz de combustion dun combustible liquide ou gazeux.

Selon le type dnergie dlivre, les turbines gaz se rpartissent en deux classes : dune part, les turbomoteurs fournissant de lnergie mcanique disponible sur un arbre et, dautre part, les turboracteurs fournissant de lnergie cintique utilisable pour la propulsion.

Cest dans laronautique que la turbine gaz sest impose en priorit. Les

turboracteurs sont utiliss de faon quasi universelle pour la propulsion des appareils voilure fixe : avions et missiles. Seule laviation gnrale (tourisme, affaires) utilise encore les moteurs alternatifs mais leur domaine est sans cesse grignot par la turbine gaz. Pour les voilures tournantes, de faon similaire, les turbomoteurs quipent aussi la quasi-totalit des diffrents types dhlicoptres.

Parmi les utilisations non aronautiques, trs diversifies on peut citer [67-69] :

9 les turboalternateurs, destins aux centrales de pointe et aux groupes de secours,

bnficient au mieux des qualits fondamentales de la turbine gaz que sont la rapidit de dmarrage, la facilit de mise en uvre, la fiabilit leve ;

9 les machines, utilises dans les stations de pompage et de recompression des gazoducs et oloducs ainsi que sur les plates-formes ptrolires off-shore, bnficient des mmes avantages avec en plus lemploi dun carburant local bon march ;

9 la traction terrestre, quelle soit ferroviaire avec les turbotrains ou dapplication militaire pour les vhicules blinds, utilise en outre la grande puissance volumique de la turbine gaz compare celles des moteurs Diesel ;

9 les installations industrielles dites nergie totale o le turbomoteur peut fournir simultanment trois formes dnergie : lectrique (alternateur), pneumatique (par prlvement dair sur le compresseur), calorifique (rcuprateur de chaleur des gaz dchappement). Le rendement densemble de telles installations est ainsi fortement revaloris et peut atteindre 50 60 % ;

9 les groupes auxiliaires de puissance ou GAP constituent enfin une classe de machines bien adapte la turbine gaz : les groupes de conditionnement dair sont utiliss tant sur les aronefs que sur les turbotrains, dautres types de GAP sont employs des fins militaires (gnration dlectricit) ou civiles (groupes de mise en uvre et de maintenance au sol des avions).


4

I.2- Prsentation Les turbines gaz sont construites dans une gamme trs large de puissance de 25 kW

250 MW [15-18, 65-68]. Les informations ci-aprs concernent surtout les machines de 1 40 MW les plus utilises en cognration.

A poste fixe, les combustibles utiliss sont, pour les turbines courantes, du gaz (naturel, GPL ou biologique) ou du fuel domestique. Les TAG peuvent aussi brler du fuel lourd ; mais celui-ci doit subir des traitements trs complexes (enlvement du sodium et des particules solides, inhibition du vanadium, etc.). De plus, les gaz dchappement doivent aussi tre traits pour rpondre aux normes environnementales. Lexploitation et la maintenance sont donc beaucoup plus couteuses et la dure de vie rduite.

Le combustible doit tre inject dans les chambres de combustion des pressions

leves (13 45 bar). Cela est ais pour les fiouls. Par contre, le gaz naturel est dlivr par des rseaux, soit de transport entre 40 et 75 bar, soit, le plus souvent, de distribution entre 4 et 16 bar. Quand la pression du rseau nest pas suffisante, il faut ajouter des surpresseurs de gaz. Ces appareils sont coteux et consomment de la force motrice. Pour les petites installations, ils diminuent lintrt conomique de la filire.

La combustion dans une TAG seffectue avec des excs dair trs importants (350

500%). Il en rsulte que, pour un modle donn, la puissance va varier sensiblement avec la temprature dentre dair et avec laltitude. Le compresseur, pour une mme vitesse, donnant un dbit massique plus important, la puissance sera plus forte en hiver, ce qui est un avantage pour lutilisation en gnie climatique. Une autre consquence est la dcroissance trs rapide du rendement avec la charge.

La puissance fournie par une TAG dpend des caractristiques de lair aspir :

temprature, humidit et pression. Elle va donc varier suivant la saison et laltitude du lieu dimplantation. De mme, la puissance est fonction des pertes de charge amont sur lair aspir (gaine, filtre et silencieux) et aval sur les gaz dchappement (silencieux, batterie ou chaudire de rcupration, gaine, chemine, etc.). Les constructeurs fournissent des courbes prcises donnant les caractristiques de fonctionnement en fonction de ces diffrentes valeurs.

Quasiment, toute lnergie thermique du combustible non transforme en nergie

mcanique se retrouve sous forme de chaleur dans les gaz dchappement. Ceux-ci sont donc trs chauds (entre 450 et 550C) et servent, comme on le voit dans les diffrents schmas illustrant ce paragraphe, rchauffer des fluides caloporteurs ou utiliss pour la production de la vapeur. Les gaz dchappement sont normalement dirigs soit sur une batterie, soit sur une chaudire. Une vanne de drivation dite daiguillage permet denvoyer tout ou une partie des gaz dchappement directement latmosphre. Elle sert aux dmarrages et pour la marche en secours, ainsi que pour les priodes o toute la chaleur rcuprable des gaz dchappement ne peut tre utilise. Un soin particulier doit tre apport ltanchit de cette vanne pour viter une perte continue de gaz chauds latmosphre.

Les gaz dchappement des TAG sont peu chargs en poussires et comportent 15

17 % doxygne. Ils peuvent tre utiliss dans lindustrie pour le chauffage direct de schoirs et, surtout, comme air comburant dans des brleurs spciaux dits de postcombustion qui sadaptent des chaudires ou des gnrateurs. On obtient ainsi dexcellentes performances globales.


5

I.2.1- Composants dune turbine gaz

Une turbine gaz (figure(I-1)) est constitue par : une entre conditionnant lair (filtration et ventuellement refroidissement), un compresseur, une chambre de combustion, une turbine de dtente, lchappement vers une chemine. Pour la production dlectricit, une majorit de turbines gaz sont construites autour dun seul arbre sur lequel sont disposs le compresseur, la turbine de dtente, lalternateur et ventuellement certaines pompes ou un rducteur pour les machines de puissance infrieure 100 MW [15-18, 65-68].

I.2.1.1- Entre dair

Elle comporte un systme de filtration gnrant une perte de charge qui varie de 0,3 % 1,3 % (usuellement exprime en mm de colonne deau : de 30 130 mm CE) en fonction de son encrassement ; il est modlis par un coefficient de perte de charge, qui peut tre cal sur une perte de charge de 0,6 % pleine puissance. Lventuel refroidissement de lair lentre sans descendre au-dessous dune temprature de 5 7 C pour viter les problmes de givrage, seffectue par des systmes rfrigrants vaporation, brumisation deau ou fluide caloporteur froid. Le premier et le dernier de ces systmes induisent une perte de charge supplmentaire de lordre de 0,25 %. Les deux premiers sont efficaces en cas dair chaud et sec et utilisent lenthalpie de vaporisation de leau pour refroidir lair en accroissant son humidit respectivement 90 % et 95 %. La mesure de la perte de charge dans lentre dair est importante pour estimer lencrassement des filtres en la corrigeant des influences du dbit dair aspir et des conditions atmosphriques.

I.2.1.2- Compresseur

Celui-ci utilise plus de la moiti de la puissance produite par la turbine de dtente, puissance qui sexprime suivant lquation(I-1) en tenant compte des prlvements dair aux tages intermdiaires pour refroidir les parties chaudes :

( )C a Ref S _C Ref Ref a E _CP m m H m H m H= + (I-1) Lenthalpie H peut tre estime en gaz parfait partir de la temprature, donc

lestimation de la puissance du compresseur ncessite la mesure des tempratures de lair son entre et sa sortie. Les dbits dair sont mesurs laide de diaphragme ou de venturi-tuyre quips de prises de pressions statiques et totales.

Figure(I-1) : Diffrents composants dune turbine gaz.

( )g gm PCI H+

Combustion

Turbine Compresseur

Echap Echapm H CP

pertesP

0am H

( )( )30 25 0 0a S _Ca m e H H H +

v vm H


6

I.2.1.3- Chambre de combustion

Elle se traduit par une perte de charge de lordre de 6 % et par un chauffement de lair li la combustion du gaz avec un rendement proche de 100 %. Cest dans la chambre de combustion que peut tre injecte de leau ou de la vapeur pour soit rduire les missions doxydes dazote, soit augmenter la puissance produite ; cette possibilit est introduite sous la forme dun dbit deau meau une enthalpie Heau. Le bilan nergtique dans la chambre de combustion sexprime par :

30

30

1

1a Ref e g fl g

a Ref S _C g g e e

(( - a ) m - m m m ) H m PCI

(( - a ) m - m ) H m H m H

+ + =+ + +

(I-2)

La temprature des gaz la sortie de la chambre de combustion nest pas mesurable car trop htrogne et leve et nest accessible par cette formule que si le PCI du combustible est connu. Sa connaissance conditionne la dure de vie des parties chaudes en effet :

la temprature entre turbine ISO (telle que dfinie par la norme ISO 2314) qui suppose que tout le dbit dair entre turbine gaz passe dans la chambre de combustion, quil ny a pas de prlvement dair sur le compresseur et que lentre dair et son chappement seffectuent sans perte de charge. Cest la valeur la plus basse ;

la temprature entre roue de turbine qui est calcule en considrant que lair sortie chambre de combustion est parfaitement mlang avec lair de refroidissement de la directrice dentre. Cest une valeur intermdiaire denviron 80 C plus leve que la prcdente, ce qui signifie que le dbit dair de refroidissement des aubes et cavits en aval est de lordre de 8 % du dbit total ;

la temprature sortie de chambre combustion qui est calcule avec le dbit dair qui traverse les tubes flamme, soit environ 80 % du dbit dair entre compresseur. Cest la plus leve environ 80 100 C dcart avec la prcdente, figure(I-2). Le dbit dair qui traverse les tubes flamme est accessible par la mesure de la courbe dbit-rduit/perte de charge dun tube flamme au banc dessai.

Dans le brleur, la temprature des gaz est leve de T2 T3 afin doptimiser la

combustion, on doit doser correctement le rapport carburant/air dfini par :

fa

mfm

= (I-3)

Figure(I-2) : Dfinitions des tempratures de flamme.

Temprature de sortie de chambre de combustion TA.

Temprature entre de roue de turbine TB.

Temprature de flamme ISO TC

Dbit de refroidissement rintroduit fictivement.


7

Le problme consiste dterminer le rapport f requis pour transformer une unit de masse dair T2 et f unit de masse de carburant Tf en (1+f) unit de produits de combustion T3, figure(I-3).

Efficacit de la combustion Le rapport ainsi dtermin a t calcul pour des conditions idales dune combustion complte. Pour comptabiliser les diffrentes pertes, on introduit :

idCmbrel

ff

= (I-4)

Avec : fid est le rapport idal du carburant-air pour un T donne. frel est le rapport rel du carburant-air pour un T donne.

En gnral 98 %Cmb =

Vitesse de propagation dune flamme dans un mlange laminaire Plusieurs approches ont t faites pour essayer de prdire cette vitesse de propagation,

les thories thermiques montraient que la vitesse de flamme tait proportionnelle la racine de la diffusivit thermique et la racine du temps de raction moyen [54].

,

~li p i c

Sc

(I-5a)

Avec la conductivit thermique et c le temps chimique ncessaire la raction, inversement proportionnel au taux de raction moyen ( ) : 1c = (I-5b)

Lexpression dduite de ceci pour lpaisseur de flamme est donne par :

1~ ~ .2

ic

l

a aS

(I-5c)

O a est la diffusivit thermique des gaz chauds.

Figure(I-3) : Bilan nergtique dans le brleur.

( )1 produitsf m+ 3T 2T

fT fm

am


8

Consommation spcifique Bien que le concept de rendement thermique soit utile pour la comparaison de cycles

thermodynamiques, il est plus pratique dutiliser une mesure de la performance qui inclut le dbit du carburant. Ainsi, la performance des turbines gaz est trs souvent exprime par la consommation spcifique, appele SFC (Specific fuel consumption) :

. . fnet

mS F CP

= (I-6)

I.2.1.4- Turbine de dtente

Elle produit lnergie pour entraner le compresseur et lalternateur. Elle est modlise par :

( )( )

( ) ( )( )30

30

1

1

T a Ref g e fl

Ref Ref Rfr a g e Echap

P - a m - m m m H

m H - H - - a m m m H

= + ++ + +

(I-7)

Lhypothse que lair travers la directrice dentre travaille dans la turbine est gnralement employe par les constructeurs et les conditions chaudes amont sont prises lentre de la roue de turbine. Cependant, le plus simple est de calculer aux conditions ISO puisque les dbits dair de refroidissement sont considrs ngligeables. Certaines turbines gaz ont leur air de refroidissement qui se refroidit travers un changeur qui prlve HRfr en chauffant de la vapeur ou le combustible.

La mesure la plus dlicate est celle de la temprature moyenne des fumes lchappement : en effet la rpartition des tempratures est htrogne et pour avoir une mesure reprsentative, un nombre important de thermocouples est ncessaire, localiss au minimum sur deux diamtres. Cest une donne essentielle, et sur certaines turbines gaz, un coefficient de correction est appliqu la mesure pour la caler sur la valeur relle.

I.2.1.5- Echappement de la turbine gaz

Il influe par la perte de charge qui est cre par tous les lments en aval : diffuseur dchappement (de 0,5 1 %), grille de tranquillisation (0,5 %), systme de rchauffe des gaz (0,3 %), chaudire, vannes et coudes, chemine.

I.2.2- Puissances et rendements

La puissance fournie par une TAG dpend en premier lieu du dbit dair qui la traverse, qui conditionne sa taille et son encombrement. Le rendement thermodynamique est une fonction directe du taux de compression p2/p1 et de la temprature T3 la sortie de la chambre de combustion. Conscutivement, les chambres de combustion doivent supporter la pression p2, les aubes directrices et les ailettes du premier tage de la turbine de dtente doivent supporter la temprature T3. Les tempratures et les pressions aux diffrents points de la turbine sont de lordre de celles indiques ci-dessous [66, 70].


9

Dans le diagramme T-s de la figure(I-4), le rendement thermodynamique est reprsent graphiquement par :

Aire (1,2,3,5,1)Aire (a,2,3,b,a)th

= (I-8)

I.3- Applications de la turbine gaz

I.3.1- Ralisation pratique La phase de compression est ralise par un compresseur dair axial ou centrifuge. Le

travail de compression peut tre rduit par pulvrisation deau ladmission. Lair comprim est rparti en trois flux :

une alimentation stchiomtrique vers le brleur aliment en carburant, un flux refroidissant la paroi de la chambre de combustion est mlang aux produits de

combustion, un flux destin au refroidissement de la turbine.

Il existe des machines utilisant une injection de vapeur dans les produits de combustion lentre de turbine pour augmenter le dbit et donc la puissance de celle-ci. La vapeur est produite par une chaudire utilisant lnergie des gaz dchappement. Il sagit en fait dun cycle combin simplifi.

Deux grands types de turbines gaz sont distinguer :

simple arbre : le compresseur et lensemble des tages de dtente sont regroups sur le mme arbre entranant galement lorgane rcepteur,

double arbre : le compresseur est sur le mme arbre que les tages de turbine strictement ncessaires son entranement, les autres tages de turbine tant groups sur un second arbre solidaire de la machine entrane.

La seconde disposition plus complexe permet un meilleur fonctionnement charge partielle et variable ce qui est le cas des moteurs destins la propulsion. Les turbines simple arbre sont adaptes la production lectrique qui se fait rgime constant et charge plus leve.

La ralisation de la turbine et notamment de son premier tage (turbine de feu) pose des problmes mtallurgiques lis la temprature leve et la force centrifuge sexerant sur les aubages mobiles. Elle ncessite lemploi daciers fortement allis (Cr-Ni-Va) et un

Figure(I-4) : Reprsentation du cycle dune turbine gaz.

T

b

3

s

2 2

1 5

4 4

5

2p

3 Cycle rel

0p

Cycle idal

a b

0 1p p=


10

refroidissement nergique par lair de charge prlev sur le compresseur. Lutilisation de matriaux cramiques est ltude pour augmenter la temprature T3 [71, 73].

I.3.2- Limites techniques et avantages La turbine gaz prsente de svres limitations dues aux contraintes techniques de sa

ralisation. Ces principales limites sont les suivantes : taux de compression (et donc rendement) limit par le nombre dtage de compression

ncessaires, baisse importante de rendement des compresseurs centrifuges un rgime plus faible que

le rgime nominal, temprature de combustion (et donc rendement) limite par la rsistance mcanique de la

turbine. chute importante du rendement charge partielle en particulier pour les machines simple

arbre. cot dusinage des aubages lev, notamment de la turbine. Inaptitude aux arrts et dmarrages frquents et peu progressifs.

Les avantages inhrents ce type de machine sont les suivants :

puissance massique et volumique trs leve du fait du fonctionnement continu, simplicit apparente de construction (un rotor dans un carter et un brleur) et quilibrage

(peu de vibrations), pollution limite en HC et NOx du fait de lexcs dair et de la temprature limite, aptitude la rcupration de chaleur (cognration), longvit en marche stationnaire. aptitude potentielle utiliser des combustibles varis et de moindre qualit (gaz pauvre,

fuel lourd). I.3.3- Domaines dutilisation Les applications des turbines gaz dcoulent directement de leurs avantages

spcifiques. Ainsi, la puissance massique leve se prte bien la propulsion aronautique en particulier sur les hlicoptres. La propulsion navale fait galement de plus en plus appel aux turbines gaz notamment pour les navires grande vitesse. Il existe enfin des exemples dapplication la propulsion ferroviaire et des vhicules militaires comme des chars dassaut (XM-1 Abrams ou Leclerc).

Par contre, la turbine gaz est mal adapte aux vhicules routiers. En effet, les variations de charge et de rgime sont trop importantes et trop rapides pour tre ralisables avec un rendement correct. De plus, le rendement atteint difficilement 30% pour des moteurs compacts et de faible puissance.

Lautre grand domaine demploi des turbines gaz est la production dlectricit. En effet, il sagit dapplications rgime constant et charge relativement constante pour lesquelles le rendement de ces machines est le meilleur. La puissance varie de quelques centaines de kW prs de 300 MW. Les machines les plus puissantes sont en gnral associes des turbines vapeur dans des cycles combins dont le rendement global tend actuellement vers 60%. En cycle simple, le rendement est de lordre de 30 35%. Dans les faibles puissances, le rendement est mme infrieur 30% mais on met alors profit


11

laptitude des turbines combustion pour la rcupration de chaleur dans des applications de cognration (production simultane dlectricit et de chaleur).

Les turbines gaz sont des groupes de force dont lutilisation est trs rpandue dans diffrents domaines dapplications [71-77], nous citerons : lindustrie des centrales lectriques (nuclaires ou non nuclaires), transport des hydrocarbures et du transport par la propulsion. Parmi ces domaines dapplication :

I.3.3.1- Aronautique I.3.3.1.1- Turbocompresseur

Ce terme dsigne une turbine actionne par les gaz dchappement dun moteur piston

et dont le travail sert comprimer lair admis dans le moteur. Ce dispositif reprsente une amlioration importante du moteur classique notamment sur les points suivants :

augmentation de la puissance massique et volumique par une puissance suprieure cylindre gale. Afin de maximiser cet effet, il est ncessaire de refroidir lair comprim par un changeur (intercooler),

suppression de linconvnient de la dtente courte des cycles Otto et Diesel do amlioration de rendement. Lamlioration du rendement est trs limite sur les moteurs essence car les risques dauto-inflammation (cliquetis) imposent de rduire sensiblement le taux de compression du moteur proprement dit do une perte de rendement.

Le moteur turbocompress combine donc un moteur pistons et une turbine gaz, les

deux tant lis par une chambre de combustion commune. Il permet de concilier les avantages des deux types de moteurs tout en rduisant leurs inconvnients respectifs, en particulier pour les cycles Diesel. Ceci explique la gnralisation actuelle de cette technique. Le problme majeur du turbocompresseur est le mme que les autres turbines gaz, savoir la gestion de la marche faible charge ou en rgime transitoire. Il est en grande partie rsolu aujourdhui par les turbocompresseurs dits gomtrie variable munis daubages fixes incidence variable.

I.3.3.1.2- Turbine gaz davion

Dans les moteurs davion, lunit de turbine gaz fonctionne entirement comme gnrateur de gaz dans le turbojet et les moteurs de turboracteur, tandis quelle fournit la puissance exige au propulseur dans le moteur de turbopropulseur.

La centrale de turbine gaz utilise pour la propulsion davion travaille sur le cycle de circuit ouvert pression constante. Une centrale de turbine gaz davion utilisant un tel cycle est montr la figure(I-5). Lair entre dans le moteur ladmission de diffuseur, une partie de la compression se produit dans le diffuseur et le reste dans le compresseur. Lair haute pression du compresseur pntre dans la chambre de combustion (ou des chambres) en tant quair primaire, secondaire et tertiaire. Les gaz chauds de la chambre de combustion traversent ltage de turbine (ou des tages) qui entrane le compresseur et le propulseur (sil existe). Une partie de la dtente des gaz se produit galement dans la tuyre [65].

Il est vident que le processus de rejet de la chaleur ne peut pas se produire dans le moteur davion; donc la centrale doit tre un type de circuit ouvert. Pour des considrations de poids, le rchauffage est seulement utilis entre la turbine et la tuyre de propulsion pour obtenir laugmentation de la pousse.


12

Le choix dun type particulier de dispositif de propulsion (ou moteur) dpend du type davion, sa gamme, sa vitesse de croisire et laltitude. Les moteurs piston ont des applications trs limites dans la propulsion moderne davion et donc ne sont pas discuts ici.

Avant de dcrire les divers types de dispositifs de propulsion, un bref aperu sur la

pousse est donn ci-dessous. a- Pousse La figure(I-6) montre un dispositif de propulsion gnral se dplaant la vitesse (u) de

lavion. La pousse (F) peut tre produite en acclrant une petite masse dair une vitesse leve ou une grande masse dair une vitesse comparativement basse. Le changement de vitesse travers le dispositif est de u au cj.

La pousse due la diffrence de pression sur les des deux faces ascendante et

descendante du dispositif est :

( ).j a jF p p A= (I-9)

u

i 1

Diffuseur dadmission

Compresseur Chambre de combustion

Tuyre de propulsion

Etage dune turbine

2 3 4 5

Figure(I-5) : Composants principaux dun turboracteur.

Dispositif de propulsion dun Turboracteur

Figure(I-6) : Dispositif gnral de la propulsion.

Vitesse davion, u

u

pa

cj

pj


13

Par consquent toute la pousse sur le dispositif est : ( ) ( ) jajj AppucmF .' += (I-10)

Pour une dtente complte pj = pa, la pousse pour cette condition est donne par :

( )

== 1.

uc

umucmF jj (I-11)

Pour des conditions de vol stationnaire cette pousse doit gale la force de rsistance

lavancement sur lavion. On peut noter que la vitesse de tuyre cj est toujours plus grande que la vitesse de vol. Une augmentation de pousse peut tre obtenue par laugmentation de lun des deux paramtres : la vitesse la tuyre ou le dbit massique ( m ) traversant le dispositif.

La puissance de propulsion PF de la pousse est le produit de la pousse et la vitesse du vol, elle est donne par :

( ) 2. . . 1jF j cP m u c u m u u = = (I-12)

b- Rendement de propulsion Le rendement thermique du moteur est dfini par le rapport entre lnergie utile pour la

propulsion et lnergie fournie au moteur. Lnergie fournie au moteur par le carburant est :

.f f fE m Q= (I-13)

Le travail utile du moteur est la somme du travail utile effectu par la pousse et lnergie cintique la sortie est donn par :

( ) ( ) ( )2 2 21 1. . .2 2moteur j j jE m u c u m c u m c u= + = (I-14) Par consquent le rendement thermique est donn par :

( )

ff

j

th Qm

ucm

.

.21 22

= (I-15)

Le rendement de propulsion est dfini par le rapport entre le travail utile effectu par la pousse et lnergie cintique disponible pour la propulsion :

( )( )22.

21

.

ucm

ucum

j

jp

= (I-16)


14

( )uc jp /.12

+= (I-17) Ceci est connu comme rendement de Froude [16]. Le rendement de propulsion diminue

et la pousse augmente mesure que le rapport cj/u augmente. Pour cj = u, le rendement de propulsion est gal lunit mais la pousse est nulle.

c- Rendement global Le rendement global du dispositif de propulsion est dfini par le rapport entre le travail

utile effectu par la pousse et lnergie fournie au moteur :

( )

ff

j

ffo Qm

ucumQmuF

...

.. == (I-18)

I.3.3.1.3- Moteur de turbopropulseur Dans le systme de turbopropulseur la centrale de turbine gaz montre la figure(I-5)

conduit un propulseur une vitesse raisonnable mais relativement basse. La turbine extrait une grande proportion de lnergie partir des gaz chauds en dveloppant la puissance requise pour conduire le propulseur. Par consquent lnergie restante dans les gaz dchappement est basse. Ainsi la pousse due la dtente des gaz dans la tuyre de propulsion ne reprsente que ( 10%) de toute la pousse.

Le grand diamtre du propulseur manipule de trs grandes quantits dair avec une

petite diffrence de vitesse. La masse dair passant par le moteur est seulement une petite fraction dair manipule par le propulseur. Ainsi le moteur du turbopropulseur peut tre considr comme une sorte de racteur double flux avec un rapport trs lev de dviation.

I.3.3.1.4- Moteur de Turbojet Le turbojet diffre du moteur de turbopropulseur parce que la puissance de la turbine est

compltement consomme par le compresseur; dans ce cas aucune puissance de sortie daxe. Lavion est compltement propuls par la pousse de la tuyre. Par consquent il y a une augmentation substantielle de la vitesse des gaz lorsquils se dtendent dans la tuyre de propulsion. Le diagramme T-s pour un tel moteur est montr sur la figure(I-7). Dans ce cas tous les processus sont supposs idaux. Pour des vitesses plus leves de vol, la compression (i-1) dans le diffuseur est substantielle. La nouvelle lvation de pression se produit dans le compresseur qui peut tre purement axial ou une combinaison des tages axiaux et centrifuges. Laddition de la chaleur dans la chambre de combustion est reprsente par le processus de combustion pression constante (2-3). La dtente des gaz de haute temprature et de pression dans ltage ou les tages de turbine est reprsente par le processus (3-4). Lautre dtente dans la tuyre de propulsion est reprsente par (4-5). Le processus (5-i) na pas lieu lintrieur du moteur. La figure(I-7) est galement valable pour un moteur de turbopropulseur. Cependant, cause des vitesses infrieures de vol et de petite pousse de la tuyre, les changements de pression pendant les processus (i-1) et (4-5) sont relativement faibles.


15

Puisque les gaz la sortie de la turbine contiennent encore une grande quantit

doxygne, la combustion du carburant dans cette rgion assure laugmentation de pousse. Ceci est ralis en installant des dispositifs de post-combustion (rchauffeur) dans la pipe de la tuyre entre lchappement de turbine et la tuyre de propulsion.

Un diagramme T-s pour un tel arrangement est montr la figure(I-8). Des dtentes

dans la turbine et la tuyre de propulsion sont reprsentes par 3-4 et 5-6 respectivement. Le rchauffage la pression constante a lieu pendant le processus 4-5. Beaucoup davions militaires utilisent ce systme.

Un moteur de turbojet a une consommation de carburant spcifique relativement leve de bas nombre de Mach et altitudes de vol et exige un plus long gauchissement de dcollage.

I.3.3.1.5- Moteur de turboracteur La figure(I-9) montre les principaux composants dun moteur de turboracteur.

Les deux tages de turbine B.P entranent le ventilateur tandis que ltage H.P de turbine entrane le compresseur. Lair passant par le compresseur, aprs laddition de la chaleur dans la chambre de combustion fournit toute la puissance entrainant les trois tages de la turbine. Les gaz chauds partant du dernier tage de turbine alors se dtendent dans la tuyre de propulsion (tuyre principale) et dveloppent la pousse une vitesse leve et un dbit relativement bas.

Figure(I-7) : Diagramme T-s pour un turbojet.

s

T 3

4

1

5 2

i Figure(I-8) : Digramme T-s dun turbojet

avec rchauffage.

s

T 3

4

1

6 2

i

5

Figure(I-9) : Composants principaux dun turboracteur.

Ventilateur Jet dun

ventilateur

Turbine B. P Turbine H. P

hm cm

Compresseur hm

Chambre de combustion


16

La quantit totale du dbit dair entrant dans le ventilateur est : c hm m m= + (I-19)

Avec : hm : est la partie du dbit massique dair traversant lunit conventionnelle du moteur.

cm : est la partie du dbit massique dair qui est dvie dans la tuyre du ventilateur.

Le facteur de dviation (bypass ratio) est dfini par :

ch

mBm

= (I-20)

La combinaison des deux quations (I-19) et (I-20) donne :

1h

mmB

= + (I-21)

.1cm Bm

B= + (I-22)

Supposant que la dtente dans les tuyres froides et chaudes se fait jusqu la pression

atmosphrique, lapplication de lquation de quantit de mouvement nous donne la pousse : . . .c jc h jhF m c m c m u= + (I-23) Avec :

: Vitesse du jet correspondante au dbit .

: Vitesse du jet correspondante au dbit .jc c

jh h

c mc m

( ) .1 jc jh

mF Bc c m uB

= + + (I-24)

La figure(I-10) montre le principe dun moteur de turboracteur. Dans ce cas les pales

du ventilateur sont une prolongation des lames de rotor de turbine de B.P et la turbine de H.P entrane le compresseur dair.

Compresseur

mh

Turbine H. P Turbine B.P

Ventilateur arrire

mc mc cjt

mh cjh

Figure(I-10) : Turboracteur avec un ventilateur arrire.


17

I.3.3.1.6- Moteur de turbofuse Comme lindique son nom, le moteur de turbofuse, figure(I-11), est situ entre le

moteur de fuse et le moteur du turboracteur. La turbine est entrane par les gaz fournis partir de la chambre de combustion de fuse.

Un rchauffeur en aval de la turbine remplace la chambre de combustion des systmes

conventionnels de turboracteur. De tels moteurs peuvent tre utiliss pour aider les gros porteurs au dcollage et en slevant sans chargement lev daile. Des avions fuse propulse peuvent galement tre utiliss pour transporter les hommes et le matriel aux stations spatiales.

I.3.3.1.7- Moteur davion nuclaire La figure(I-12) montre un moteur dair chaud dun turbojet propulsion nuclaire. La

chambre de combustion du moteur turbojet conventionnel est remplace ici par un changeur de chaleur o seffectue des transferts appropris de la quantit de la chaleur dun liquide rfrigrant requise du racteur lair. Le compresseur dair est entran par une turbine air chaud qui fonctionne ici dans un environnement moins hostile compar aux turbines gaz.

Air

Compresseur Echangeur de chaleur

Turbine

Pipe du tuyre

Air chaud

Cur du Racteur

Circuit principal

Circuit secondaire

Eau

Turbo Pompe

Figure(I-12) : Avion nuclaire.

Air

Compresseur Pipe de tuyre

Figure(I-11) : Turbo-fuse.

Air

Chambre de combustion de fuse

Rchauffeur Turbine entrane par fuse


18

I.3.3.2- Turbines gaz pour des vhicules Les problmes et les caractristiques de conception des turbines gaz utilises sur les

vhicules sont considrablement diffrents de ceux des turbines gaz davion. I.3.3.2.1- Automobiles Des tentatives ont t faites par un certain nombre de compagnies de fabrication

dautomobile dans plusieurs pays de perfectionner des turbomoteurs pour des voitures. Un changeur de chaleur dchappement a t employ pour une consommation optimale du carburant. Un certain degr de succs a t ralis dans le domaine des vhicules avec des moteurs de plus de 200 kilowatts [65].

I.3.3.2.2- Locomotives ferroviaires Dans beaucoup de pays, les trains de voyageurs de longue distance utilisent des

locomotives turbine gaz et celles avec transmission lectrique peuvent tre prsentes dans les secteurs o la traction TAG est peu conomique.

I.3.3.2.3- Suralimentation par les gaz dchappement De petites turbines gaz sont galement utilises dans les automobiles pour la

suralimentation. Tous les grands camions et locomotives moteur diesel ferroviaire sont suraliments. Ils utilisent les turbines entranes par les gaz dchappement pour lentranement des compresseurs dair.

I.3.3.3- Turbine gaz pour la production dnergie lectrique

Cycle de Brayton

Le cycle de Brayton est le procd thermodynamique qui gouverne le fonctionnement

des turbines combustion ou gaz. Ces turbines fonctionnent suivant trois types de cycle thermique (simple, combin et en cognration) [72].

On distingue deux types de machines : celles drives des moteurs davion et les turbines de type industriel, de construction plus robuste. Ces machines ncessitent du combustible distill de haute qualit, comme du krosne ou du gaz naturel. La tendance actuelle appuie le dveloppement de procds qui permettront dobtenir des combustibles gazeux fiables partir de sources alternatives, comme le charbon ou la biomasse.

Les machines cycle simple peuvent tre installes, figure(I-13), et mises en service assez rapidement. Elles dmarrent en peu de temps et servent de gnratrice de secours ou durgence. Quand le cot du combustible est faible, les machines cycle simple peuvent aussi tre utilises pour la production de base. Les turbines combustion ( gaz) fonctionnent avec des volumes trs levs dair (3 ou 4 fois plus que la quantit stchiomtrique). Elles produisent des volumes de combustion levs qui contiennent du CO2 et des NOx, et ce, des tempratures de plus de 500C. Les technologies de combustion peuvent diminuer la production de NOx en dessous de 25 ppmv, et lutilisation du SCR peut la rduire sous 5 ppmv. Les SOx ne sont gnralement pas un contaminant significatif, tant donn que le soufre est quasi absent du combustible.


19

Les centrales lectriques cycle combin, figure(I-14), utilisent les gaz dchappement de la turbine gaz pour produire de la vapeur dans une chaudire de rcupration de chaleur. La vapeur produite entrane une turbine vapeur, ce qui amliore lefficacit de la centrale. Une unit cycle combin peut produire, elle seule, environ 400 MW. Actuellement, ce sont les centrales lectriques les plus efficaces.

Une variante de la centrale cycle combin, figure(I-15), est une installation qui comprend une turbine gaz avec une chaudire de rcupration dont la vapeur peut galement servir un procd industriel.

Souvent, une turbine vapeur contrepression est incorpore dans la centrale.

Figure(I-13) : Production dlectricit par Turbine gaz- cycle simple.

Produits de combustion

Gnratrice

Combustible

CC

C T

Air

Figure(I-14) : Production dlectricit : centrale lectrique cycle combin.


G

Combustible

C.C

C T

Air

Gnratrice

Turbine vapeur

Condenseur

Chaudire de rcupration de chaleur

Pompe

Figure(I-15) : Centrale de cognration.


G

Combustible

C.C

C T

Air

Turbine vapeur

Chaudire de rcupration de chaleur

Eau

Vapeur pour procd

G


20

Unit dnergie totale La figure(I-16) montre une unit de turbine gaz dans le systme dnergie totale. La

chaudire vapeur utilise lnergie dans haute temprature des gaz dchappement de la turbine. La vapeur peut tre employe directement pour le chauffage despace. Le rendement global de toute lunit varie entre 60 et 75%.

Centrale nuclaire La figure(I-17) montre une unit nuclaire turbine gaz circuit ferm. Lhlium est

employ comme liquide rfrigrant dans le racteur et fluide de fonctionnement de lunit de turbine gaz circuit ferm. Aprs la compression lhlium, subit dabord un chauffage dans lchangeur de chaleur, et dans le racteur puis une dtente dans la turbine. Grace la haute pression et temprature (P 25 - 50 bar, T = 1000 - 1200 K) des gaz, la turbine entraine le compresseur et la charge utile (gnrateur lectrique).

Gnrateur

Unit de turbine

gaz

Cha

udi

re

Btiment

Carburant

chappement

Eau rfrigrant pour le refroidissement

Rfrigrateur dabsorption

Eau chaude ou vapeur pour le chauffage despace

Condenst

Vapeur

Figure(I-16) : Unit de turbine gaz dans le systme dnergie global.

Figure(I-17) : Centrale nuclaire de turbine gaz circuit ferm.

Axe Compresseur

Charge

Axe Turbine

Echangeur de chaleur

Racteur


21

La figure(I-18) reprsente le racteur neutrons rapides caloporteur gaz.

Dans ce systme de conversion dnergie, le fluide du circuit primaire, lhlium (He), transmet son nergie au travers dun changeur intermdiaire un circuit secondaire fonctionnant en gaz, un mlange hlium/azote (He-N2), et comprenant une turbine, un gnrateur de vapeur et un compresseur. La vapeur forme dans le gnrateur de vapeur est utilise dans un cycle vapeur classique. Lnergie lectrique est produite en partie par la turbine gaz sur le circuit secondaire et par les turbines vapeur sur le circuit tertiaire. Lestimation du rendement est de lordre de 45 %. Hormis ce type de racteur, les composants sont de conception classique. En imaginant pouvoir utiliser un cycle eau/vapeur supercritique et en optimisant mieux la rpartition de la production dlectricit entre le secondaire et le tertiaire, il deviendrait possible datteindre un rendement (~ 48 %) [76].

I.3.3.4- Turbines gaz dans lindustrie ptrochimique

Les turbines gaz ont des applications spciales dans une varit dindustries. Parmi les

avantages des turbines gaz dans ces applications est quune varit de carburants peut tre employe aux units de la TAG. Quelques processus de gaz (qui sont autrement perdus) peuvent galement tre employs dans divers processus. La figure(I-19) montre une turbine gaz fournissant lair de combustion prchauff aux chaudires. Le refroidissement de lair laspiration rduit la taille du compresseur et son travail.

Figure(I-19) : Turbine gaz fournissant lair de combustion prchauff pour des chaudires vapeur.

Axe C

Air de combustion prchauff aux

chaudires

Axe

CC

T

Refroidisseur (Evaporateur)

Gnr. Elc.

Pile

Air

Figure(I-18) : Racteurs neutrons rapides caloporteur gaz.

Circuit primaire

Cur

850 C 820 C

2400 MWth

400 C 364 C

He

Soufflante Compresseur

Alternateur cycle gaz

406 MWe

15 MPa

He-N2

Cycle gaz Turbine gaz

534 C

Circuit vapeur Turbines vapeur 731 MWe

Alternateur cycle vapeur

1083 MWe

Gnrateur de vapeur

H2O

Rseau

Ech. Chal. Interm.


22

La figure(I-20) montre un gnrateur gaz fourni les gaz chauds pour un processus industriel. Du carburant additionn est brl dans une chambre de combustion place aprs la turbine. Les gaz chauds, aprs le processus peuvent tre encore employs dans des chaudires vapeur. Le dmarrage de la turbine fonctionne sur lair comprim.

La figure(I-21) montre lapplication de la turbine gaz et des compresseurs dans la

fabrication de lacide nitrique. La turbine gaz travaille avec la chaleur perdue du processus - elle entrane les tages axial et centrifuge du compresseur. Loxygne est enlev de lair haute pression avant dinjecter la vapeur. La turbine vapeur est utilise pour le dmarrage de la centrale.

I.3.3.5- Utilisation des turbines gaz dans les stations de rinjection dans un gisement de ptrole et de gaz

Un des procds utiliss pour amliorer la production des gisements de ptrole consiste maintenir la pression du rservoir en injectant du gaz naturel dans le gisement. Compte tenu de la valeur leve de la pression de rinjection (jusqu plusieurs centaines de bars), le taux de compression est trs lev. Il est donc ncessaire de prvoir plusieurs tages de compression avec refroidissement intermdiaire.

Figure(I-21) : Processus pressuris utilis dans la fabrication de lacide nitrique.

Axe

Vapeur

Turbine vapeur de dmarrage

G.T

Chaleur perdue vers la chaudire

C C

Air

1 C

Processus

Figure(I-20) : Gnrateur gaz assurant les gaz chauds pour un processus industriel.

Axe

Turbine de dmarrage

C

Gnrateur gaz

Processus

Axe

CC

T

Air comprim

CC Vers chaudires vapeur

Air


23

On trouve essentiellement trois types de machines assurant la compression du gaz sur les stations de rinjection.

Compresseurs centrifuges entrans par turbines gaz, Compresseurs pistons entrans par moteurs gaz, Compresseurs centrifuges ou des compresseurs pistons entrans par des

moteurs lectriques.

Les turbines gaz sont particulirement bien adaptes lentranement des compresseurs centrifuges. En effet, ces deux appareils font appel des technologies voisines, et de nombreux constructeurs sont capables de fournir un ensemble complet. Par ailleurs, les deux machines sont du type rotatif, et il est possible de transmettre directement la puissance motrice au compresseur entran, la plupart du temps par un accouplement direct entre la turbine de puissance et le compresseur.

Aussi, dans la majorit des cas en ce qui concerne le transport du gaz, les compresseurs centrifuges sont entrans par des turbines gaz deux lignes darbres.

Cet ensemble est parfois appel turbocompresseur terme impropre mais plus facile manier. Compte tenu de leurs faibles encombrements, de leurs faibles poids et du peu dauxiliaires ncessaires leur fonctionnement, les groupes turbocompresseurs, tant que leur puissance nest pas trop importante, et lon peut dire jusqu 6 000 kW environ, peuvent tre monts sur un seul socle, entirement capots avec tous leurs auxiliaires de fonctionnement et leur panneau de commande contrle.

Dans le complexe gazier, la zone de rinjection comporte trois groupes identiques. Chaque groupe contient deux compresseurs centrifuges haute pression basse pression (HP-BP) entrans par turbine gaz et les accessoires. Un exemple de processus de rinjection est prsent sur la figure(I-22).

Le gaz rsiduel est achemin vers le ballon daspiration du 1er tage du compresseur de rinjection BP une pression de 70 80 bars effectifs et une temprature de 60C. Le compresseur HP porte la pression du gaz de 80 163 bars effectifs. Le gaz chaud refoul par HP est refroidi jusqu 60C dans laro-rfrigrant ; ensuite il est introduit dans un second tage de HP par lintermdiaire du ballon une pression de 160 bars effectifs et une

T C-251 C-252

Torche HP

V-251

Torche HP

Torche HP

Torche HP Puits injecteur

V-252

E-251

E-252

Gaz de vente

Gaz sec en provence

des 4 trains

Figure(I-22) : Rinjection des gaz rsiduels.


24

temprature de 60C. Le gaz est comprim 321 bars effectifs. Le gaz chaud refoul est refroidi 85C dans laro-rfrigrant avant dtre achemin vers le circuit de rinjection vers le puit pour le maintien de pression afin daugmenter la dure de vie du gisement ptrolier. Conclusion

Da

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