CENTRALES TERMICAS

PARTE II

Ing. Fernando Dorregaray S.

PLANTAS DE POTENCIA DE

VAPOR

CONFIGURACION

Arreglo de Turbinas Multietapas de

Vapor

(241 bar 538 566oC)

* DEAERATING FEED TANK

a). COMPOSICION EN TANDEM:

2 mas carcazas accionan un mismo eje o la

extensin del eje mediante acoplamientos

b). COMPOSICION CRUZADA:

La expansin del vapor ocurre pasando vapor en

serie a travs de 2 turbinas separadas en ejes

separados que accionan generadores separados

o engranados a una salida comn

RENDIMIENTO DE LA TURBINA

RENDIMIENTO DE LA TURBINA

Ecuacin de Referencia: Ecuacin general de la energa

Asume:

Prdidas mecnicas, debido a fricciones mecnicas

Energa potencial despreciable

Energa cintica a la entrada de la turbina (Vo2/2)

despreciable

Turbina adiabtica (aislada)

ha = Ve2/2 + he + w + Lm

o w = (ha - he) - Ve2/2 Lm

Donde: Ve = Velocidad del vapor a la salida de la turbina

Lm = Prdidas mecnicas

w = Trabajo producido en el eje de la turbina

Se identifican:

Cambio de entalpa en el fluido de trabajo

Energa cintica del fluido que deja la turbina

Prdidas mecnicas

CAMBIOS DE ENTALPIA

(ha he): Lnea de estado o curva de condiciones

he: Punto final de lnea de estado (SLEP State line end point)

La posicin de SLEP vara con las cargas

PERDIDAS DE SALIDA

Las prdidas de salida de la ltima etapa de la turbina tienen los siguientes factores a controlar:

El incremento de la entropa

Conversiones de energa

Las velocidad de descarga considerando las condiciones de la etapa se

obtiene de:

Ve = m.v/A (Solo da el componente axial del flujo. A altas

potencias la descarga es casi axial)

Donde:

Ve = Velocidad de descarga (normal a la fila de labes)

m = flujo de vapor

v = volumen especfico del vapor a la salida

A = rea anular de la ltima etapa

Otra prdida de salida es la debida a la cada de presin en el ducto que

comunica los labes de la ltima etapa y la brida de que conecta al

condensador.

PERDIDAS MECANICAS

Son aquellas asociadas con la friccin producida en los cojinetes o

chumaceras y empaquetaduras o sellos del eje.

El calor producido es retirado por el aceite lubricante y no esta disponible

para ser transformado en trabajo

esta prdida es pequea

Se determina mediante ecuaciones empricas. Una buena aproximacin

es la relacin de BROWN & DREWRY

Lm = 1.46(ha he)/ (HPNOMINAL) (BTU/lb)

EFICIENCIA CONSIDERANDO PERDIDAS O EFICIENCIA DE MOTOR

m = [(ha he) hprdidas de salida Lm]/ (ha he)

Componentes de la Turbina y

Caractersticas Mecnicas

Los componentes principales y caractersticas

mecnicas a discutirse son:

Carcaza: Recipiente que contiene los cojinetes del rotor, provee la estructura para guiar el flujo de vapor a travs de

la las toberas y labes del rotor.

Rotor, sus soportes y caractersticas de posicionamiento: Sostiene a los labes mviles y transmite el trabajo (torque)

de la turbina. Las turbinas antiguas son del tipo disco y

diafragma y las unidades mas modernas son del tipo

tambor. El eje atraviesa a la carcaza utilizando un arreglo de

sellos y a travs de los cojinetes. La parte del eje que

atraviesa los cojinetes se conocen como mun.

Sellos: Para mantener el vapor en el interior de la turbina y el aire fuera de ella y reducir las fuga de vapor de una etapa

a otra a travs de las puntas de toberas y labes.

Alabeado: Toman geometras en funcin al flujo y su fabricacin es de aceros aleados, de acero cromo, acero Cr Ni o alto cromo, etc.

Elementos de lubricacin: Considera los componentes que permiten reducir el efecto de

friccin, as como cumplir con la funcin de

refrigeracin al eliminar el calor generado por la

friccin.

Adicionalmente, existen otras caractersticas

importantes para la operacin y mantenimiento

tales como vlvulas, bombas, operacin de

engranajes de vlvulas, renovacin y remplazo de

partes, balanceo de rotor, etc.

ALABEADO

Fig 5.22 Steam

leakeage in

impulse stage

d/ Generalmente apropiadas para grandes plantas de potencia.

Altos factores de carga.

e/ Particularmente apropiado para bajos factores de carga donde

pueden quemar combustible barato e.g. para llevar picos de carga de periodos cortos. Puede competir tambin con turbinas

de vapor para operaciones continuas, donde el factor de carga

es bajo y el combustible barato, especialmente donde el agua es

escaso.

PLANTAS DE POTENCIA CON

TURBINAS A GAS

Eficiencia: 21 29%

Eficiencia: 15 25%

TURBINAS SIN ENFRIAMIENTO

Eficiencia: 33 35%

SIEMENS SGT6 PAC 5000F

COMPRESORES

TIPOS:

COMPRESORES CENTRIFUGOS

COMPRESORES AXIALES

COMPRESORES DE FLUJO

AXIAL

COMPONENTES:

PALETAS GUIAS

ETAPA: ROTOR + ESTATOR

PALETAS GUIA:

Tiene como funcin orientar el flujo de aire en el ngulo de entrada

requerido por los labes del rotor, adicionalmente produce la aceleracin

en el fluido de entrada (efecto tobera).

ROTOR:

Transforma energa mecnica en energa cintica, la cual se manifiesta

como incremento de V, incrementando, a su ves, ligeramente la presin por

difusin de la velocidad relativa Vr.

ESTATOR:

Transforma energa cintica en presin mediante un proceso de difusin,

es decir desaceleracin y cambio de direccin de la velocidad absoluta V.

CARACTERISTICAS GENERALES:

Se comporta como una etapa de reaccin, donde R = (h2 h1)/(h3 h1)

Para R = 0.5, el diagrama de velocidades combinado es simtrico y es de

uso comn en compresores axiales en la que el incremento de temperatura

y eficiencia son ptimas

CAMARAS DE COMBUSTION

CAMARA DE COMBUSTION

El propsito de la cmara de combustin es proveer un flujo estable de fluido altamente energizado a las secciones de la turbina.

Grandes unidades de turbinas a gas utilizan cientos de kg/s de flujo de masa, entonces se requiere agregar al aire grandes cantidades

de energa en muy pequeos espacios y en un tiempo muy corto.

El combustible es quemado directamente en el aire, obtenindose grandes cantidades de calor liberados en un espacio relativamente

pequeo.

Se requiere encima de 20 000 BTU/ft3/s (caldera aproximadamente 7 100 BTU/ft3/s)

Temperatura resultante del gas de combustin alcanzan valores de mas de 1 649oC (3 000oF), y donde an aceros de alta aleacin se

funden.

COMPONENTES BASICOS:

Carcaza o cubierta externa

Envuelta interna de combustin perforada

Tubo de llama

Sistema de inyeccin de combustible

Zona de estabilizacin de la llama de combustin primaria.

Sistema para el encendido inicial. TIPOS:

Tubular Anular Canular

CAMARA DE COMBUSTION TIPO TUBULAR

Usadas mayormente con compresores centrfugos.

El aire primario ingresa a la tobera, se mezcla y provee la combustin inicial.

El aire de enfriamiento secundario es inyectado entre la cubierta interior y la carcaza tubular. Esta sirve para

refrigerar la cubierta interior y proporcionar aire adicional

para completar el proceso de combustin.

Se mezcla el aire de enfriamiento secundario con productos de la combustin para reducir la temperatura de

entrada a la turbina.

Son de fcil remocin y reemplazo

CAMARA DE COMBUSTION TIPO ANULAR

Tiene un arreglo de forma anular alrededor del centro de la mquina

El combustible ingresa a travs de una serie de toberas en el extremo corriente arriba y es mezclado y

quemado por aire primario y secundario.

CAMARA DE TIPO CANULAR

Tiene una cierta combinacin entre el tipo tubular y anular.

Las cmaras son individuales y estn ensamblados en una forma anular.

Utilizada en grandes unidades de turbinas de gas.

CAMARA DE COMBUSTION TIPO ANULAR CON FLUJO INVERSO

FIG. 6.17 CAMARA TIPO CANULAR

CARACTERISTICAS DE LA CAMARA DE COMBUSTION

Para alcanzar una combustin eficiente, un diseo eficiente del motor y

una operacin eficiente de la cmara, los cuales podran estar en

conflicto y debe establecerse un cierto compromiso:

Las cmaras deben ser cortas y pequeas

Debe existir una distribucin de temperatura uniforme a la salida de la cmara de combustin.

La combustin debera ocurrir sin la formacin de depsitos y gases de combustin visibles.

Deberan tener un tiempo adecuado para el quemado o combustionado

De haber pequeas prdidas de presin de estancamiento.

No debe existir gases calientes y salida de llama.

Debe tener un encendido positivo para evitar arranques calientes (donde el motor arranca para la temperatura de los gases de combustin

son muy altos)

Debe tener una buena capacidad de reencendido.

RELACION COMBUSTIBLE AIRE: (f)

Para producir una combustin estacionaria en una cmara donde

fluye una gran cantidad de aire se requiere que la velocidad de salida

mxima permisible est entre 120 150m/s (400 500 pies/s).

Los requerimientos de enfriamiento y de relacin de mezcla aire-

combustible resultan de los requerimientos de altas temperaturas de

combustionado necesarios para conseguir una combustin completa y

un uso eficiente del combustible.

El proceso de combustin puede ser descrito por la PRIMERA LEY de la

termodinmica

Ecuacin de balance de calor

b.mf.Q = (ma + mf).Cp(T02 T01) (a)

Donde:

T01, (T02): Temperatura total de entrada a (salida de) la cmara de combustin

Cp:: Calor especfico de la mezcla de productos

b: Eficiencia de la cmara de combustin o eficiencia de la combustin (0.95 0.99)

ma: Flujo de aire

mf: Flujo de combustible

Q: Poder calorfico inferior del combustible (LHV: Definido como calor disponible

despus de que el agua en los productos de combustin se ha vaporizado)

Para muchos combustibles de hidrocarburos se puede obtener el valor de Q

como sigue:

Q = 15 900 + 1 580 H/C (BTU/lb)

Donde H/C: Relacin de hidrgeno carbono

H/C = 1.008m/12.01n, para un combustible representado por CnHm

Mucho de los combustibles hidrocarburos tiene un valor cercano a 18 500

BTU/lb (43 033 kJ/kg).

Debido a que la mayora de estos combustibles tienen una relacin

estequiomtrica combustible-aire de aproximadamente 0.0667 (aire combustible = 15), es fcil calcular la temperatura de salida de la cmara de

la ecuacin (a)

b.Q = [(1/f) + 1]. Cp(T02 T01)

Donde: f = mf / ma

0.9(43 033) = (15 +1)1.09(T02 - 15.56)

Donde se ha asumido un valor promedio para Cp = 1.09 kJ/kg.oK

Resulta: T02 = 2263.3 oC (4060 oF), el cual es muy alto

Para temperaturas permisibles de entrada al a turbina se obtiene:

Para turbinas sin refrigeracin: T: 982 1093 oC (1800 2000 oF)

Para turbinas refrigeradas: T: mas de 1400 oC (2500 oF)

La ecuacin (a) se puede reescribir:

(1/f) = [b.Q/ Cp(T02 T01)] 1

Obtenemos:

Para T02 = 1093.3 oC, 1/f = 41.7

Para T02 = 1460 oC, 1/f = 28.6

RENDIMIENTO DE LA TURBINA

DE GAS

CONSUMO DE COMBUSTIBLE

Est dado por el CONSUMO ESPECFICO de

combustible, definido como:

SFC = mf/SHP (kg/kW-hr)

Donde: mf: flujo de masa de combustible (kg/hr)

SHP: Potencia producida por el eje

HEAT RATE: HR = SFCxLHV (kJ/kW-hr)

Donde: LHV: Poder calorfico inferior

EFICIENCIA: 100/HR (%)

Ejem: GE S107FA, HR = 6090 BTU/kW-hr

Eficiencia: (3412/6090)x100 = 56.03%

Fig. 6.25 Efecto de la

temperatura de

admisin en el

rendimiento de la

turbina.

PLANTA TERMICA DE

CICLO COMBINADO

Conceptos Bsicos

Disposicion de Ciclo Combinado

STEAM TURBINE

COOLING TOWER

STEAM RECOVERY

BOILER

GAS TURBINE

ALTERNATOR

TRANSFORMER

Transferencia de Energa (MW)

HP LP

5

4

P: 100 bar

T: 450 C

P: 100 bar

T: 300 C

3

2

1

P: 0.2 bar

T: 40 C

P: 0.04 bar

T: 30 C

6

P: 0.04 bar

T: 30 C

Sobrecalentador Evaporador Economizador

T saturacion

Agua Caliente

TV

T: 600 C

T: 100 C

25 C 15C

Condensador

HRSG

G

Comparacin de Centrales Termicas

Centrales Termicas

0

5

10

15

20

25

30

35

40

45

50

55

60

65

70

75

80

85

90

95

100

Grupos Diesel Turbinas de Gas Carbon Ciclo Combinado IGCC Nuclear

Eficiencia Termica (%) Vida Util (Aos) Tiempo Construccion (Meses)

Comparacin de Centrales Termicas

Capacidad

0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 1200 1300 1400 1500 1600

Grupos Diesel

Turbinas de Gas

Carbon

Ciclo Combinado

IGCC

Nuclear

MW

Costo de Inversion

0 250 500 750 1000 1250 1500 1750 2000 2250 2500 2750 3000

Grupos Diesel

Turbinas de Gas

Carbon

Ciclo Combinado

IGCC

Nuclear

MW

FIN

GRACIAS!

Hurra!