UNIVERSIDAD NACIONAL DEL CALLAOFACULTAD DE INGENIERIA
MECANICA-ENERGIAESCUELA PROFESIONAL DE INGENIERIA MECNICA
TEMA DE LA TESINA:OPTIMIZACIN DEL CICLO JOULE BRAYTON Y SU
RELACIN CON LA PERFORMANCE DE LA MAQUINA
CURSO:TERMODINAMICA 2
PROFESOR:ING. DR. JOS HUGO TEZN CAMPOS
CICLO:6TO CICLO
INTEGRANTES:
CALLE VILLA DIEGO
CCERES RIVERA YELSON ANTN ECHE JOS COLLAO GUERRA ANDR
Problema de investigacin:Problema general EL ciclo joule Brayton
tiene una eficiencia el cual depende de la relacin de los calores
producidos por la combustin y el que libera o pierde durante el
ciclo; y es por ello que se requiere saber cmo optimizar la
eficiencia en mquinas que operan con ciclo joule Brayton ? . cmo
optimizar el mximo aprovechamiento del calor obtenida de la cmara
de combustin? .Si se trata de proyectar una turbina a gas Qu
relacin de presiones se debe elegirla que hace mximo el trabajo
neto o la que hace mxima la eficiencia trmica del ciclo?
Objetivos:Objetivo general 1) Conocer los mtodos para optimizar
la eficiencia del ciclo joule BraytonObjetivos especificos2)
Analizar las eficiencias funcionamiento de los ciclos de potencia:
ciclo joule Brayton simple ciclo joule Brayton con regeneracin
ciclo joule Brayton con interenfriamiento, recalentamiento y
regeneracin.
3) Conocer los mtodos para aumentar la potencia de salida de un
motor que opera con ciclo joule Brayton.
Hiptesis 1) Si se aprovecha al mximo el calor de combustin que
se le da al gas entonces se optimizara la eficiencia de ciclo joule
Brayton. 2) Si se disminuye la cada de presin en la cmara de
combustin en un ciclo real de joule Brayton producir una mayor
potencia de salida en la turbina.
Antecedentes
Hoy en da, el diseo de turbina de gas que se ha impuesto est
basado en un compresor axial multietapa, una cmara de combustin
interna y una turbina de expansin, todo ello construido de una
forma bastante compacta que da idea de un equipo unitario. Pero al
diseo de turbina predominante hoy en da se ha llegado despus de una
larga evolucin desarrollada a lo largo del sigo XX,
principalmente.En 1687 Isaac Newton anuncia sus leyes del
movimiento. Entre ellas, la tercera ley anunciaba que existe un
equilibrio entre accin y reaccin: para cada accin habr una reaccin
de la misma fuerza e intensidad pero de sentido opuesto. Un ejemplo
puede verse en la figura 4 Cuando las fuerzas se equilibran, son
iguales en todas las direcciones. Pero al pinchar el globo o soltar
la boquilla ocurre una accin que desequilibra el sistema.La primera
turbina de gas realmente construida fue concebida por J.F. Stolze
en 1872 a partir de una patente de Fernlhougs, y construida
realmente entre 1900 y 1904. Constaba de un compresor axial
multietapa, un intercambiador de calor que precalentaba el aire
antes de entrar en la cmara de combustin, utilizando los gases de
escape de la turbina para este fin, y una turbina de expansin
multietapa. A pesar de lo genial del diseo, el poco xito fue debido
al bajo rendimiento tanto del compresor como de la turbina, por las
bajas relaciones de compresin y la baja temperatura mxima alcanzada
en funcin de los materiales disponibles en la poca.La relacin de
compresin era sin duda uno de los retos a superar para el
desarrollo de las turbinas, pues mientras no se consiguieran
compresores eficaces era imposible desarrollar turbinas con
rendimientos que permitieran su desarrollo. Los primeros
turbocompresores axiales de rendimiento aceptable aparecen en 1926,
A. A. Griffith establece los principios bsicos de su teora del
perfil aerodinmico para el diseo de compresores y turbinas, y es a
partir de aqu cuando se emprende el desarrollo de los compresores
axiales. La teora del perfil aerodinmico expuesta por Griffith es
sin duda un importante hito en el desarrollo de las turbinas de gas
tal y como las conocemos hoy en da, y gracias a los conocimientos
desarrollados por Griffith se consigui desarrollar compresores y
turbinas de alto rendimiento.Hasta 1937 todos los desarrollos de
turbinas de gas tenan una finalidad industrial, y no conseguan
competir con los motores alternativos a pistn, debido siempre a su
bajo rendimiento mximo (20%). Pero sus caractersticas de bajo peso
y pequeo volumen hicieron que un poco antes del inicio de la
segunda guerra mundial comenzara el desarrollo de turbinas para uso
aeronutico. As, Whittle en Gran Bretaa en 1930 concibi y patent el
uso de un reactor como medio de propulsin. Alemania, por su parte,
tambin desarroll en paralelo su primer motor a reaccin para
aviacin. En 1939 Heinkel hizo volar el primer avin utilizando un
motor a reaccin de gas. No obstante, con las mayores velocidades
alcanzables aparecieron nuevos problemas aerodinmicos que tuvieron
que ir solucionndose. Hasta el final de la guerra (1944-1945) no se
consigui que un avin propulsado consiguiera volar de forma
eficiente.Este uso masivo del motor de reaccin unido a los nuevos
conocimientos de aerodinmica permiti el desarrollo de turbomquinas
con alto rendimiento. De esta forma, a partir de los aos 60 el uso
del reactor se generaliz y en la dcada de los 70 prcticamente toda
la aviacin de gran potencia era impulsada por turbinas.El
desarrollo de la turbina de gas ha tenido histricamente, pues, tres
obstculos que han dificultado y ralentizado su desarrollo:-La
relacin de compresin del compresor y su rendimiento.-La resistencia
de los materiales para poder usar altas temperaturas en la cmara de
combustin y en las primeras etapas de la turbina.-En menor medida,
la dificultad para controlar todo el sistema de forma manual.El
desarrollo de la turbina de gas slo ha sido posible tras
desarrollar un compresor axial a partir de la mejora de conceptos
aerodinmicos, que han permitido altas relaciones de compresin. El
segundo de los pilares ha sido la innovacin tecnolgica en el campo
de los materiales, con el desarrollo de nuevas aleaciones
monocristal y recubrimientos cermicos. Esto, unido un profundo
estudio de la refrigeracin interior del alabe ha permitido alcanzar
temperaturas muy altas tanto en cmara de combustin como en las
primeras ruedas de labes.La tercera de las claves ha sido el
desarrollo de la informtica. El empleo de ordenadores ha permitido
por un lado poder simular determinadas condiciones y
comportamientos, para as mejorar los diseos. Por otro, ha permitido
desarrollar sistemas de control que permiten de forma muy sencilla
para el operador arrancar, parar y vigilar los principales
parmetros de operacin de la mquina minuto a minuto, y adems pueden
diagnosticar el estado tcnico del equipo y predecir futuros
fallos.En la dcada de los 70 se intensific el uso de turbinas para
generacin de electricidad. As, en 1974 se construy la primera
instalacin de 50 MW. En Espaa, la primera turbina de gas de gran
tamao (260 MW) se puso en marcha en el ao 2002, arrancando la era
de las centrales trmicas de ciclo combinado que ya haba comenzado
haca tiempo en otros pases.Aqu se detalla algunos trabajos y tesis
sobre el mejoramiento de las turbinas a gas 50: Motor del Hroe - Al
parecer, el motor de vapor del Hroe fue llevado a no ser ms que un
juguete, por lo que su potencial no se dio cuenta por siglos. 1500:
El "Chimney Jack" fue elaborado por Leonardo da Vinci: El aire
caliente de un incendio se eleva a travs de un rotor de turbina
axial de una etapa montada en el conducto de escape de la chimenea
y girar el espetn de conexin de engranajes/cadena. 1629: Los
chorros de vapor girar una turbina de accin que luego condujo un
molino de estampacin de trabajo por medio de un engranaje cnico,
desarrollado por Giovanni Branca. 1678: Ferdinand Verbiest construy
un modelo de carro de depender de un chorro de vapor de poder.
1791: Una patente se le dio a John Barber, un ingls, para la
primera turbina de gas verdadera. Su invento haba la mayora de los
elementos presentes en las modernas turbinas de gas da. La turbina
fue diseada para alimentar un carruaje sin caballos. 1872: Un motor
de turbina de gas fue diseado por Franz Stolze, pero el motor no
corra por sus propios medios. 1894: Sir Charles Parsons patent la
idea de propulsar una nave con una turbina de vapor, y construy un
buque de demostracin, el Turbinia, fcilmente el buque ms rpido a
flote en el momento. Este principio de propulsin sigue siendo de
alguna utilidad. 1895: Tres 100 kW Parsons generadores de flujo
radial de 4 toneladas fueron instalados en la central elctrica de
Cambridge, y se utiliza para alimentar el primer sistema de
alumbrado pblico elctrico en la ciudad. 1899: Charles Gordon Curtis
patent el primer motor de turbina de gas en los EE.UU.. 1900:
Alexander Sanford Moss present una tesis sobre las turbinas de gas.
En 1903, Moss se convirti en un ingeniero para el Departamento de
turbina de vapor de General Electric en Lynn, Massachusetts.
Mientras que all, l solicit a algunos de sus conceptos en el
desarrollo del turbocompresor. Su diseo utiliza una pequea rueda de
la turbina, accionada por los gases de escape, para activar un
compresor. 1903: Un noruego, gidius Elling, fue capaz de construir
la primera turbina de gas que fue capaz de producir ms energa que
la necesaria para ejecutar sus propios componentes, que se
consideraba un logro en una poca en que el conocimiento sobre la
aerodinmica era limitado. Uso de compresores rotativos y turbinas
que produce 11 caballos de fuerza. 1906: El motor de turbina de
Armengaud-Lemale en Francia con la cmara de combustin enfriada por
agua. 1910: Holzwarth turbina de impulso logra 150 kilovatios.
1913: Nikola Tesla patentes de la turbina de Tesla basado en el
efecto de capa lmite. 1920 La teora de la prctica del flujo de gas
a travs de pasos fue desarrollado en la teora ms formal del flujo
de gases de superficies de sustentacin en el pasado por AA Griffith
como resultado la publicacin en 1926 de una teora aerodinmica del
diseo de la turbina. Trabajo diseos banco de pruebas de turbinas
axiales apropiados para la conduccin de un propulsor fueron
desarrolladas por la Royal Aeronautical Establishment probar la
eficacia de la configuracin aerodinmica de las palas en 1929. 1930:
Despus de haber encontrado ningn inters por parte de la RAF por su
idea, Frank Whittle patent el diseo de una turbina de gas centrfugo
de propulsin a chorro. El primer uso exitoso de su motor era en
abril de 1937. 1932: BBC Brown, Boveri y Cie de Suiza se inicia la
venta de compresor axial y turbosets turbina como parte de la
generacin de vapor turbo Velox caldera. Siguiendo el principio de
la turbina de gas, los tubos de evaporacin de vapor estn dispuestas
dentro de la cmara de combustin de la turbina de gas, la primera
planta de Velox fue erigida en Mondeville, Francia. 1934: Ral
Pateras de Pescara patent el motor de pistn libre como un generador
de gas para turbinas de gas. 1936: Hans von Ohain y Max Hahn en
Alemania estaban desarrollando su propio diseo patentado del motor.
1936 Whittle con otros respaldados por inversin forma Jets Power
Ltd 1937, el primer motor de Jets de energa corre y impresiona
Henry Tizard de tal manera que se garantice la financiacin del
gobierno para su desarrollo. 1939: Primera 4 MW utilidad de
generacin de energa de turbina de gas de la BBC Brown, Boveri y Cie
para una estacin de energa de emergencia en Neuchtel, Suiza. 1946
Nacional de Gas Turbine Establecimiento formado de Power Jets y la
divisin de turbinas RAE reunir Whittle y el trabajo de Hayne
ConstantPara alcanzar los avances tecnolgicos que se han mencionado
a lo largo de esta seccin, se necesit el desarrollo tcnico de
ciertos elementos crticos; que se explican a continuacin. En primer
lugar, los avances metalrgicos. El desarrollo tecnolgico que
envolvi a la metalurgia permiti que se emplearan altas temperaturas
en la cmara de combustin y ciertos componentes de la turbina. En
segundo lugar, la acumulacin de conocimientos en cuanto a
aerodinmica y termodinmica. Por ltimo, la utilizacin de las
computadoras para el diseo y simulacin de superficies aerodinmicas
y formas de enfriamiento de la cmara de combustin y de los labes de
la turbina La combinacin de los tres avances indicados condujo
directamente a mejoras en: el diseo de compresores, lo que
involucraba aumento de la relacin de presiones, el diseo de la
cmara de combustin, el diseo de la turbina, con labes de
monocristal y enfriamiento de la misma, y en general, mejora del
rendimiento de la unidad como un todo .Asimismo, las turbinas a gas
que por lo general han sido tolerantes a un amplio rango de
combustibles (desde lquidos a gases, con altos y bajos poderes
calorficos), ahora tambin funcionan con carbn y madera gasificados.
Otro factor que contribuy al xito de la turbina a gas fue la
capacidad de simplificar el control de esta mquina con gran
capacidad de respuesta mediante el uso de computadoras para
controlarla. Estas computadoras no solo se encargan de arrancar,
detener y conducir la operacin de la turbina a cada instante (y el
equipo impulsado por esta), sino tambin se encargan de informar
acerca del estado de la unidad (diagnosis), y de predecir futuras
fallas de la misma .
Marco teorico
Descripcin de una turbina a gas Los desarrollos tecnolgicos
alcanzados en las turbinas a gas hacen que, para los diversos usos
de esta, existan equipos con caractersticas puntuales que les
permiten desarrollar las actividades para las que fueron diseadas
con gran eficiencia. La primera gran diferencia que se debe tener
en cuenta con las turbinas a gas, est entre las turbinas
generadoras de potencia (o de uso industrial), que son aquellas que
generan potencia en el eje, para luego generar electricidad; y las
de uso areo (utilizadas como propulsin en aeronaves). Si bien es
cierto que ambas provienen de un mismo concepto, hoy en da cada una
tiene peculiaridades que las diferencian notoriamente de las otras.
Sin embargo, antes de seguir escarbando en estas diversas
particularidades que se pueden encontrar en las distintas turbinas
a gas, resulta imprescindible detenerse en este punto e indicar lo
siguiente: dado que esta tesis consiste en realizar la metodologa
para el anlisis exergtico de una turbina a gas, es importante
puntualizar que la turbina a analizar es la turbina ubicada en el
Laboratorio de Energa de la Universidad. Dado que es de uso
instructivo, esta turbina es comparativamente simple en cuanto a su
funcionamiento y complejidad, y obedece a un ciclo termodinmico
simple. Mayores detalles de la turbina en cuestin se explicarn
posteriormente; pero lo importante a destacar aqu es que la
descripcin que se realizar en este apartado sobre turbinas a gas
comprende solo los componentes necesarios para conocer el hardware
de la misma y poder realizar los anlisis necesarios entendiendo
plenamente cmo funciona esta.Para comenzar con esta descripcin de
los componentes de la misma, resulta de gran ayuda entender primero
el ciclo termodinmico que llevan a cabo las turbinas a gas. Este,
consecuentemente, explica el porqu de cada componente
Ciclo Brayton ideal simple
El ciclo Brayton describe el ciclo termodinmico que lleva su
nombre. A continuacin mostramos los diagramas correspondientes a
Presin vs Volumen y Temperatura vs Entropa:
1 2: Compresin isoentrpica del gas. Se realiza la compresin del
gas en un compresor isoentrpico. En la realidad, la relacin de
presiones (RP) del compresor se encuentra comnmente entre 15 y 25,
para turbinas generadoras (es un poco mayor en las usadas para
aeronaves); y la temperatura en este proceso se incrementa hasta
los 400-465. 2 3: Ingreso de calor. Se da a presin constante. Aqu,
se le suministra calor al proceso. En la realidad, este proceso de
ingreso de calor corresponde a la cmara de combustin, donde se
quema combustible y se alcanza temperaturas de 1370-1427 (en un
ciclo real). 3 4: Expansin isoentrpica del gas. El gas calentado se
expande en una turbina isoentrpica. En la realidad, este proceso
consta de dos etapas importantes: primero, el gas con alta entalpa
pasa a travs de la tobera previa a la turbina, donde alcanza
grandes velocidades, y segundo, el gas impulsa los labes del rotor
de la turbina y los hace girar. 4 1: Liberacin de calor. En el
ciclo ideal, se asume que el gas expandido alcanza nuevamente las
condiciones ideales del punto (1) a presin constante y el ciclo se
repite. Sin embargo, en realidad el gas que atraviesa la turbina es
el escape de la cmara de combustin; en otras palabras, son los
gases de combustin. Por tal motivo, estos no se reutilizan en el
sentido que vuelven a ingresar al compresor y repiten el proceso
cclicamente. La forma en la que estos se aprovechan principalmente
es mediante el uso de intercambiadores de calor para realizar
ciclos combinados (ciclos que cuentan con una turbina a gas y una a
vapor, donde los gases de escape permiten generar el vapor) y en la
cogeneracin (se genera electricidad y alguna otra fuente de energa,
como vapor para determinados procesos industriales). En general,
las turbinas a gas tienen mdulos de ingreso y escape. Asimismo, las
turbinas a gas grandes y modernas suelen poseer compresores del
tipo axial. Por el contrario, las pequeas suelen operar con
compresores de tipo centrfugo.En las turbinas de tipo axial, cada
etapa proporciona una oportunidad para incrementar la relacin de
presin (RP), y si bien una sola etapa de un compresor axial no
ofrece la misma RP que uno centrfugo del mismo dimetro, un
compresor axial multi-etapa s logra RP mucho ms altas (y con ello
mayor flujo msico que significa ms potencia) que uno centrfugo.Por
otro lado, muchos compresores pueden tener un mdulo de baja presin
(BP o CBP) y uno de alta presin (AP o CAP). Del mismo modo, la
turbina tiene mdulos correspondientes para BP (turbina de BP, o
TBP) y AP (turbina de AP, TAP). De este modo, el CBP y la TBP
operarn en un mismo eje a una misma velocidad; mientras que el CAP
y la TAP operarn en un eje ms corto, que a la vez es concntrico y
envuelve al eje de los mdulos de BP. Este eje ms corto,
correspondiente a los mdulos de AP tiene una velocidad mayor que el
de los otros mdulos. Tambin existen turbinas con tres mdulos
diferentes, llamados de baja, intermedia y alta presin. Este
concepto modular permite que los mdulos sean reemplazados o
reparados sin necesidad de poner toda la turbina fuera de
servicio.Sin ms prembulo, a continuacin se explican los principales
componentes de la turbina a gas. Estos son, como se vio en la
explicacin del ciclo termodinmico: El compresor; La cmara de
combustin; y La turbina.
El compresor
El proceso de compresin del aire es realizado por el compresor.
Existen dos tipos bsicos de compresores: los de flujo centrfugo y
los de flujo axial. Ambos son directamente impulsados por la
turbina y usualmente estn conectados al eje de la misma. El
compresor centrfugo es una unidad de una o dos etapas, que utiliza
un solo impulsor (rara vez dos) para acelerar el aire y un difusor
para producir el adecuado incremento de presin. Por otro lado, el
compresor axial es una unidad multi-etapa que emplea hileras
alternativas de labes giratorios (rotor) y labes estacionarios
(estator); estos aceleran y difunden el aire hasta que el aumento
de presin requerido es logrado Muy aparte de las ventajas y
desventajas de cada tipo, el compresor centrfugo es ms robusto que
el compresor axial; as como ms fcil de desarrollar y de fabricar.
Sin embargo, el compresor axial consume mucho ms aire que un
compresor centrfugo con la misma rea frontal (para ingreso de aire)
y puede ser diseado para alcanzar RP mucho mayores. Dado que el
flujo de aire es un factor importante para determinar la cantidad
de empuje desarrollada por la turbina, podemos concluir que una
turbina a gas con compresor axial dar ms empuje que una con
compresor centrfugo con la misma rea frontal Otra forma de
justificar la necesidad de tener altas RP, es mediante el consumo
especfico de combustible. Conforme aumenta la RP, disminuye el
consumo especfico de combustible; esto lo podemos apreciar en la
ilustracin 7 .
Ilustracin 7. Consumo especfico de combustible vs relacin de
presiones (Fuente: Gas Turbines: A handbook of air, land and sea
applications. Claire Soares, p. 125)
El compresor de flujo centrfugo
Dado que la turbina a la cual realizaremos el anlisis exergtico
tiene un compresor de flujo centrfugo, nos detendremos en este tipo
de compresor para explicarlo un poco ms a detalle. Como ya se
mencion, el compresor centrfugo posee un impulsor de una o dos
caras que opera en una sola etapa; y ocasionalmente, dos impulsores
de una sola cara que operan en dos etapas. El impulsor est apoyado
en una carcasa que a la vez contiene un anillo de labes difusores.
A continuacin, se detallarn algunos puntos importantes acerca de
este componente. El principio de funcionamiento del compresor se
fundamenta en el impulsor, el cual gira a gran velocidad y es
impulsado por la turbina. El aire es inducido continuamente hacia
el centro del mismo, donde la accin centrfuga hace que el fluido se
dirija radialmente hacia afuera, a lo largo de los labes del
impulsor hasta el extremo del mismo, acelerando as al aire y tambin
causando que se ocasione un incremento en su presin. La entrada de
la turbina a gas puede poseer labes que le den turbulencia inicial
al aire que ingresa al compresor. El aire, luego de atravesar el
impulsor, ingresa a la seccin del difusor, donde conductos forman
toberas divergentes que convierten casi toda la energa cintica en
energa de presin. Esto se puede apreciar en la Ilustracin 8.
Dada la necesidad de maximizar el flujo de aire y el aumento en
la presin a travs del compresor, se necesita que el impulsor gire a
altas velocidades. Por tal motivo, de acuerdo a Soares, los
impulsores estn diseados para girar a velocidades de hasta 488
m/sEl impulsor
El impulsor consiste en un disco forjado con labes integrados,
radialmente dispuestos, en una o ambas caras del mismo, formando as
conductos convergentes en conjuncin con la carcasa. Los labes del
impulsor pueden ser inclinados hacia un lado; sin embargo, por
facilidades de fabricacin, estos suelen ser radiales y rectos Esto
lo podemos apreciar en la ilustracin 9.
Rotores de compresores centrfugos
Por otro lado, dado que el aire ingresa al impulsor en sentido
axial, se curvan los labes en el centro del mismo y en el sentido
de giro, para facilitar el ingreso del aire a los ductos del
impulsor que se encuentra girando. Dicho detalle de puede apreciar
tambin en la ilustracin 9. Estas partes curvas pueden ser ntegras a
los labes radiales o formados separadamente para facilitar la
fabricacin y hacerla ms precisaEl difusor
El difusor puede ser una parte integral de la carcasa del
compresor o bien una parte fijada separadamente. En cada tramo,
este consiste en una serie de labes dispuestos de forma tangencial
al impulsor. Los conductos entre los labes son divergentes con la
finalidad de convertir la energa cintica en energa de presin.
Asimismo, los bordes internos de los labes estn alineados en la
direccin del flujo de aire que sale por el impulsor Esto lo podemos
apreciar en la siguiente ilustracin
La cmara de combustin
La cmara de combustin cumple la labor de quemar grandes
cantidades de combustible, suministradas por boquillas que
pulverizan el combustible, con extensos volmenes de aire,
suministrados por el compresor; y liberar el calor de manera tal
que el aire sea expandido y acelerado para resultar en un chorro
fluido de gas caliente, a las condiciones que requiere la turbina
Esta difcil tarea debe ser cumplida con las mnimas prdidas de
presin y la mxima liberacin de calor posible en el limitado espacio
disponible. Dependiendo de la temperatura que se desea alcanzar, se
ingresa una determinada cantidad de aire y de combustible. Sin
embargo, los materiales con los cuales se construyen los labes de
las turbinas y las toberas suelen limitar las temperaturas mximas
admisibles, en un rango que va desde los 850C hasta los 1700C. Cabe
recalcar que pasado el proceso de compresin, el aire ya ha
alcanzado temperaturas entre los 200C y 550C, por lo que el proceso
de combustin debe suministrar el incremento de temperatura restante
de 650-1150C
Ciclo Joule-Brayton para turbinas a gas
Como se mencion anteriormente, el ciclo termodinmico en el que
opera la turbina a gas se llama Joule-Brayton. En el captulo
anterior se dio una breve descripcin de los procesos de los que
consta este ciclo, considerndolo ideal y simple. Ahora, se
profundizar en el ciclo analizndolo desde un enfoque ms real, lo
cual involucra, entre otras cosas, sus irreversibilidades.
El ciclo cerrado
Tambin conocido como el ciclo natural de la turbina a gas porque
permite el uso de cualquier gas como fluido de trabajo y el uso de
casi cualquier combustible, este ciclo consta de cuatro procesos;
los mismos que se describieron brevemente en el captulo primero
Ilustracin 12. Diagramas P-V y T-s del ciclo Brayton
A continuacin, se revisar brevemente el ciclo cerrado ideal en
cuestin: 1 2: Compresin isoentrpica del gas. 2 3: Ingreso isobrico
de calor. 3 4: Expansin isoentrpica del gas. 4 1: Liberacin de
calor.
El proceso 4-1 se caracteriza por ser aquel que libera calor al
entorno, bien sea por un enfriador o algn mecanismo que enfre el
fluido de trabajo sin transferencia de masa al exterior. Sin
embargo, aun considerando como ideal el ciclo, en el proceso
existen irreversibilidades que hacen que los procesos isoentrpicos
no lleguen a ser realmente isoentrpicos. En tal sentido, se muestra
a continuacin un diagrama que permite comparar las relaciones de
P-v y T-s del ciclo cerrado real:
Ilustracin 13. Diagramas P-V y T-s del ciclo Brayton ideal y no
idealAqu, la secuencia de procesos ser la siguiente: 1 2: Compresin
del gas. 2 3: Ingreso de calor. 3 4: Expansin del gas. 4 1:
Liberacin de calor.
Los puntos 2s y 4s hacen referencia a cmo sera el ciclo de ser
ideal (es decir, el ciclo que se mostr antes de este). Como se
puede apreciar a simple vista, el proceso real (o no ideal) tiene
irreversibilidades que se reflejan en un aumento de la entropa en
cada proceso. Es justamente en estos procesos donde se encuentran
las irreversibilidades y, por ende, hay destruccin de exerga. Si
bien este ciclo se aproxima bastante a la realidad por ser no
ideal, no es el ciclo con el que opera la turbina a gas del
Laboratorio con la se experimentar. A continuacin, se presenta el
ciclo que s se aplica al caso de estudio
El ciclo abierto Como su nombre lo dice, la gran diferencia
entre este ciclo y el anterior es que existe transferencia de masa.
Segn observa en la ilustracin siguiente, este ciclo tiene procesos
iguales al ciclo cerrado real, excepto el ltimo. Esto se debe a que
la liberacin de calor (proceso 4-1) es, en realidad, el escape de
los gases de combustin de la turbina al entornoIlustracin 14. Ciclo
simple abierto y realA continuacin se describen los procesos de
este ciclo: 1 2: Compresin del gas (no isoentrpica) 2 3: Ingreso de
calor (no isobrico) 3 4: Expansin del gas (no isoentrpica)
En este ciclo, se toma aire del entorno y se dirige al compresor
para elevar su presin. El aire es el fluido de trabajo. Luego de
pasar por el compresor, este ingresa a la cmara de combustin, donde
su temperatura es elevada hasta el punto en que lo permita la
combustin. Posteriormente, el gas caliente y a alta presin se
expande en la turbina y es finalmente liberado al ambiente Los
anlisis termodinmicos en este ciclo (basados en la PLT y la SLT)
son muy similares a los que se realizaran en un ciclo cerrado. Hay
que tomar en cuenta que ac existe intercambio de flujo msico, ya
que ingresa combustible a la cmara de combustin, y la combustin en
esta ser la que eleve la temperatura del aire. A continuacin, con
un amplio y slido marco terico en el cual fundamentar los clculos,
se procede a plantear el anlisis energtico y el exergtico