RESUMEN

En esta ocasión hemos tenido la oportunidad de poder desarrollar en el

laboratorio el experimento de Turbina a Gas en el cual veremos el

funcionamiento de una Turbina a Gas cuya sustancia de trabajo es el aire y el

ciclo que realiza es un Ciclo Brayton.

Como equipos veremos al banco de una Turbina a Gas que cuenta con un

compresor, cámara de combustión, turbina y otros accesorios

En el desarrollo de esta experiencia tomaremos datos de la sustancia de

trabajo que es el aire, los datos a tomar son presión, temperatura, aparte

tomaremos datos de los RPM del eje, la carga aplicada al generador, etc.

INDICE

RESUMEN

INDICE

HOJA DE DATOS EXPERIMENTALES

1.- INTRODUCCION

1.1 OBJETIVOS

1.2 FUNDAMENTO TEORICO

2.- PROCEDIMIENTO

2.1 ESQUEMA DE LA TURBINA A GAS

2.2 EQUIPOS Y MATERIALES

2.3 PROCEDIMIENTO DE ENSAYO

2.4 PROCEDIMIENTO DE CALCULO

3.- ANALISIS DE RESULTADOS Y DISCUCIONES

3.1 TABLA DE DATOS Y RESULTADOS

3.2 SOLUCION AL CUESTIONARIO

3.3 GRÁFICOS

4.- CONCLUSIONES Y OBSERVACIOES

REFERENCIA BIBLIOGRAFICA

ANEXOS

1. INTRODUCCION

1.1. OBJETIVOS

Conocer en forma objetiva el funcionamiento de una turbina a Gas, y

permitir analizar el ciclo Brayton abierto (teórico y real), teniendo el

número de revoluciones constante y carga variable, siendo el número de

RPM, el óptimo para la turbina.

Conocer el esquema de todo el equipo, sus parámetros e instrumentos

de medición, y las condiciones en las cuales se puede hacer trabajar a

la turbina.

Calculo de la Eficiencia de un Ciclo Brayton

1.2. FUNDAMENTO TEORICO

TURBINA A GAS

Una turbina de gas, es una turbomáquina generadora, cuyo fluido de trabajo

es un gas, generalmente el aire. Como la compresibilidad de los gases no

puede ser despreciada, las turbinas a gas son máquinas térmicas.

Comúnmente se habla de las turbinas a gas por separado de las turbinas a

vapor ya que, aunque funcionan con sustancias en estado gaseoso, sus

características de diseño son diferentes, y, cuando en estos términos se habla

de gases, no se espera un posible cambio de fase, en cambio cuando se habla

de vapores sí.

Las turbinas de gas son usadas en los ciclos de potencia como el ciclo Brayton

y en algunos ciclos de refrigeración.

Una turbina a gas simple está compuesta de tres secciones principales: un

compresor, un quemador o cámara de combustión y una turbina de potencia.

Por lo general las eficiencias de las plantastérmicas que utilizan turbinas a gas

(Ciclo Brayton) son relativamente bajas pues el compresor esta acoplado al eje

de la turbina y este consume aproximadamente 2/3 del trabajo generado por la

turbina y 1/3 es utilizado para la generador de energía eléctrica.

CICLO BRAYTON

El ciclo Brayton, también conocido como ciclo Joule, es un ciclo termodinámico

consistente, en su forma más sencilla, en una etapa de compresión adiabática,

una etapa de calentamiento isobárico y una expansión adiabática de un fluido

termodinámico compresible.

El Ciclo Brayton es uno de los ciclos termodinámicos de más amplia aplicación,

al ser la base del motor de turbina de gas.

ETAPAS DEL CICLO BRAYTON

El compresor: Esta ubicado en la sección frontal de la turbina y es el

elemento por el cual se introduce en forma forzada el aire desde el exterior.

Esta pieza, por la disposición de sus aletas, permite que el flujo sea

"aspirado" hacia el interior de la turbina. Es de flujo axial para grandes

turbinas por su elevado rendimiento y capacidad,para pequeñas turbinas se

han usado con éxito compresores centrífugos.

La cámara de combustión o combustor: Debe llevar el gas a temperatura

uniforme con mínimas diferencias de presión. Generalmente se fabrican

metálicos y se enfrían con el aire entrante, pero también se están

construyendo de cerámica, para lograr una mayor eficiencia térmica

Las turbinas: Son casi siempre de flujo axial, excepto algunas de pequeñas

dimensiones que son de flujo radial dirigido hacia el centro

Accesorios: También posee varios dispositivos auxiliares tales como filtros,

dispositivos de regulación de velocidad, de lubricación, de alimentación, del

combustor y de puesta en marcha. Estos dispositivos dependen de las

características de velocidad y de la relación peso / potencia

Para aumentar la eficiencia se pueden poner los llamados regeneradores.

Los regeneradores: Transmiten el calor de los gases de escape del aire de

los compresores. Aumentan rendimiento pero también volumen, peso y

costo. Debido a su gran tamaño, no son aconsejables para la industria

aeronáutica.

FUNCIONAMIENTO

Se toma aire atmosférico a través de la admisión del compresor desde donde

se envía aire comprimido a la cámara de combustión, en la cual el combustible

entra con un caudal constante y se mantiene en llama continua. La ignición

inicial se obtiene generalmente por medio de una chispa. El aire, calentado en

la cámara de combustión, se expande a través de toberas o paletas fijas y

adquiere una elevada velocidad. Parte de la energía cinética de la corriente de

aire es cedida a los álabes o cangilones de la turbina. Una fracción de esta

energía (aproximadamente 2/3 de la energía) se emplea para accionar el

compresor y el resto para producir trabajo.

EQUIPO

1. Equipo de turbina a Gas, marca ROVER GAS TURBINES INSTRUCTIONAL, Tipo: 15/60, Velocidad máxima = 46 000 RPM, Potencia máxima = 60 HP.

2. Tobera convergente (en la admisión de aire), para medición de flujo masa de aire.

3. Freno Hidráulico Froude, acoplado a un dinamómetro, para medición de potencia al freno.

4. Tablero de control con instrumentos de medición.5. Depósito de Combustible (montado en la parte superior del tablero de

control).

El equipo Turbina a Gas consta de un compresor centrífugo, montado en un mismo eje con la turbina de tipo axial simple de impulsión. El sistema de reducción de la velocidad de salida del eje, está constituido por un reductor de engranajes helicoidales, con una relación de 46/3.

Para determinar la potencia útil de la turbina, a ciertas condiciones de funcionamiento, se cuenta con el freno hidráulico Froude, que está acoplado al eje de la turbina mediante un acoplamiento de tipo Cardan; dicho freno al entrar en funcionamiento acciona a un dinamómetro, que indica la carga aplicada.

El combustible que se puede emplear en esta Turbina a Gas, es Petróleo Diessel N°2 ó kerosene.

Depósito de combustible

Tablero de Control

Turbina a Gas ROVER

Tobera Convergente

Freno Hidráulico

Froude

Salida a los Gases de Escape Compresor

Turbina

PROCEDIMIENTO:

1. Chequear el nivel del combustible en el depósito de combustible y revisar el nivel de aceite de la turbina, mediante la varilla indicadora de lubricante.

2. Purgar el acumulador de combustible y verificar si la válvula de admisión de combustible está cerrada.

3. Abrir el freno hidráulico y comprobar que el dinamómetro del freno hidráulico esté en cero libros (para el arranque en vacío).

4. Poner en funcionamiento el circuito de agua de alimentación, refrigeración del freno hidráulico, (3 válvulas), y purgar al freno.

5. Verificar que el control de aceleración de la turbina (en el tablero) este cercano al mínimo; desenroscar la tapa del arrancador, hacer contacto, para poner en funcionamiento el motor eléctrico que acciona al compresor y una vez que la aguja de tacómetro llega a 275 RPM, se hace girar la manija del acumulador de combustible en 90°, soltando simultáneamente la llave del arrancador.

PRECAUCIONES:

a) La temperatura máxima del aceite no debe exceder a 100°C = 212°F.b) Por ningún motivo se debe tapar la entrada de la tobera de admisión de

aire.c) La temperatura máxima de los gases de escape no debe exceder de

610°C.d) La temperatura máxima del agua a la salida del freno no debe exceder

de 60°C.

Datos tomados en el laboratorioPA-P0

P2-P4

P7-PA

P1 P2 T2 N V.Comb Tiempo To T6 Fuerza T° Agua

Punto pulg H2O

pulg Hg

pulg H2O

PSI PSI °C RPM Litros seg °C °C Lbs °C

1 6.5 3 2.1 8.5 22 145 3000 2 201 22 850 9 28

2 6.3 2.9 2.7 8.5 22 145 3000 2 191 23 852 18 32

3 6 2.8 2.3 8.5 22 146 3000 2 184 23 902 27 38

4 5.5 2.7 1.9 8.3 21 143 2900 2 181 23 972 36 40

DATOS COMPLEMENTARIOS:

Presión y Temperatura en la entrada de la tobera

T A = 26 ° CPA = 14.7 PSI

Lubricante Kerosene Industrialρ = 0.865kg/ lt= 1.9069985679 lb/Lt

CALCULOS EXPERIMENTALES

1. FLUJO DE MASA DE AIRE: El cálculo de flujo de masa de aire se calcula mediante la aplicación de la formula de flujo de gas a través de una tobera, considerando el flujo de gas ideal y bajo un proceso adiabático mediante la fórmula:

ma = A0.√ 2. g . k( k−1 ) .R

.PA√T A

.√( POPA )2k−( POPA )

k+1k

Donde:

Area (pulg2) 15.3g (pies/s2) 32.2

R (pies.Lb/Lb-aire.ºR) 54K 1.4

TA (ºR) 538.8

Hallando P0:

PA = 14.7 PSI

Punto Pa-Po(pulgH2O) Pa-Po(PSI) Po(PSI)1 6.5 0.235034583 14.464965422 6.3 0.22780275 14.472197253 6 0.216955 14.4830454 5.5 0.198875417 14.50112458

Aplicando la fórmula del flujo másico de aire:

Punto ma(lb/seg)1 1.326465992 1.3062494993 1.2752813324 1.221806044

Datos de la Guía de laboratorio

1.1. FLUJOS MASICOS :

Sabiendo que mg = ma+mc

Donde: mc = V . ρt

V=2Lt (cte)

Punto t(s) mc (lb/seg) mg(lb/seg)

1 201 0.01897511 1.34544112 191 0.019968571 1.3262180713 184 0.020728245 1.2960095774 181 0.021071807 1.242877852

2. RELACION DE AIRE - COMBUSTIBLE:

rca = ma / mc

Puntora/c

169.90557532

265.41527051

361.52384408

457.98297328

3. POTENCIA AL FRENO: (P)

P =F .N

Cte .delfrenocte. del freno= 4500

Punto N (RPM) F (Lb) BHP (HP)1 3000 9 62 3000 18 123 3000 27 184 2900 36 23.2

4. CONSUMO ESPECÍFICO DE COMBUSTIBLE.

C.E.C = mc/ BHP

Punto C.E.C (Lb/hr.HP)

1 11.38506608

2 5.990571417

3 4.145649061

4 3.269763214

6. RELACION DE COMPRESION.

R = P2 / P1

Punto P1 (PSI) P1(PSIA) P2 (PSI) P2(PSIA) R

1 8.5 23.19232283 22 36.69232283 1.582089172

2 8.5 23.19232283 22 36.69232283 1.582089172

3 8.5 23.19232283 22 36.69232283 1.582089172

4 8.5 23.19232283 21 35.69232283 1.538971456

6. RELACION DE EXPANSION:

Hallamos la relación de expansión con la formula

E = P2−(P2−P4)

(PA+(P7−PA ) ) . f

P2-P4 (pulg Hg) P2-P4 (PSI) P4 (PSIA)

3 1.473462232 35.2188606

2.9 1.424346825 35.26797601

2.8 1.375231417 35.31709142

2.7 1.326116009 34.36620682

P7-PA(pulgH2O) P7-PA(PSI)

2.10.07593425

2.70.09762975

2.30.083166083

1.90.068702417

Se determina f mediante el grafico N°3con T 6en ° C; donde f es el factor de pérdidas del escape en tanto por ciento.

Punto f E

1 1.04 2.315654868

2 1.04 2.322329513

3 1.039 2.325498532

4 1.035 2.269386182

7. EFICIENCIA ADIABATICA DEL COMPRESOR

La eficiencia adiabática del compresor se calcula mediante:

n = T2 i−T 1

T2−T 1

Donde el T 2i se calcula mediante la formula de un proceso isoentropico:

T2 i

T1 = P2i

P1

k−1k con un k de aire = 1.4

Para la determinación de T 1 podemos realizar estimaciones y encontrar que:

T 1 = T A−15 ° FDe aquí:

T 1=26+273−15∗5/9=290.666 °K

También de esto:

T 2i = T 1 . Rk−1k

Punto R T2i (K)

1 1.582089172 331.37318732 1.582089172 331.37318733 1.582089172 331.37318734 1.538971456 328.7673501

Por tanto:

T2i (K) T2 (K) nc (%)

331.3731873 418 31.96882789

331.3731873 418 31.96882789

331.3731873 419 31.71972144

328.7673501 416 30.39985168

8. EFICIENCIA ADIABATICA DE LA TURBINA

La eficiencia Adiabática de la turbina se halla mediante:

n = T 4−T 6

T 4−T 6 i

Primero calcularemosT 6 i

Partiendo de la caída de temperatura en la turbina para realizar trabajo. El trabajo real de la turbina está compuesto del trabajo entregado al compresor más el trabajo útil.De esto se desprende:

T 4−T 6 = T 4−T 5 + T 5−T 6

8.1. CÁLCULO DE T 4 -T 5 :

T 4−T 5 = (T 2−T1 ).CpaCpg

. ma

mg

Cpa=0.24BTUlb−ºR

Cpg=0.275BTUlb−ºR

Punto T4 - T5 (K)

1 109.5600155

2 109.454054

3 110.2086834

4 107.5273539

8.2. CÁLCULO DE T 5−T 6:

T 5−T 6=0.707(BHP+FHP)

Cpg . mg

Hallando primero el FHP:

Del grafico N°6 obtenemos el FHP localizando primero las RPM (cte.)

FHP = 5.1 HP (cte)

Cpg=0.275BTUlb−ºR

=0.2751055.05Jlb−ºR

Punto T5-T6 (ºR)

1 21.21021195

2 33.14880593

3 45.82373544

4 58.53892012

Debido a que el T 6 es dato:

Punto T6 (°C) T6 (K) T5-T6 (ºR) T5-T6 (K)

1 850 1123 21.21021195 11.78345108

2 852 1125 33.14880593 18.4160033

3 902 1175 45.82373544 25.4576308

4 972 1245 58.53892012 32.52162229

Ahora reemplazamos en la fórmula para hallar T 6 i

T 6 i=T 4

Ek−1k

Punto T4 (K) T6i(K)

1 1244.343467 978.9212333

2 1252.870057 984.8188691

3 1310.666314 1029.84831

4 1385.048976 1095.915362

Ahora hallamos la eficiencia adiabática de la turbina:

Punto nt(%)

145.71714475

247.70359653

348.31111686

448.43745905

10. EFICIENCIA TERMICA DEL CICLO TEORICO

La eficiencia del ciclo se halla directamente de la formula:

n = 1 - 1

Rk−1k

Punto nciclo (%)

112.28439381

212.28439381

312.28439381

411.58915266

11. EFICIENCIA TERMICA TOTAL DE LA PLANTA

Se calcula previamente el flujo de calor que puede entregar el combustible

Qc = mg . Pc

Punto Qc(BTU/seg)

1342.5007378

2360.4327136

3374.1448277

4380.3461232

Ahora aplicando la formula

n = BHP .0 .707

Qc

Punto nplanta(%)

11.238537478

22.353837396

33.401356656

44.312493016

12. EFICIENCIA DE LA COMBUSTION

La eficiencia de combustión se calcula mediante:

n = mg .Cpg .(T 4−T2)

Qc

Punto ncomb(%)

160.68264632

252.0599432

352.88892395

456.74741266

13. TRABAJO DEL COMPRESOR

W c = ma . Cpa. (T 2−T1 )

Punto Wc(BTU/seg)

172.96624119

271.85417246

370.70159705

466.15346646

14. TRABAJO DE LA TURBINA

W T = mg . Cpg. (T 4−T 6 )

Punto Wt(BTU/seg)

180.81394119

283.94387246

387.03329705

486.16156646

15. RELACION DE TRABAJO COMPRESOR - TURBINA

Relación de trabajos de la turbina y compresor

Punto Rcp/tb

10.902891755

20.855978767

30.812351128

40.767783934

16. CALOR RECHAZADO POR EL CICLO:

Q = mg . Cpg. (T 6−T A )

Punto QR(BTU/seg)

1 548.5565182

2 542.0319566

3 561.7618314

4 581.7973367

GRÁFICOS

Graficar VS las BHP:

Eficiencia adiabática del compresor:

5 10 15 20 2529.5

30

30.5

31

31.5

32

32.5

nc(%) vs BHP

nc

Eficiencia Adiabática de la turbina:

5 10 15 20 2544

44.545

45.546

46.547

47.548

48.549

nt(%)vsBHP

nt(%)

Eficiencia de la combustión:

5 10 15 20 2546

48

50

52

54

56

58

60

62

ncomb(%)

ncomb(%)

Eficiencia térmica del ciclo:

5 10 15 20 2511.2

11.4

11.6

11.8

12

12.2

12.4

nciclo(%)

nciclo(%)

Eficiencia térmica real de la plata:

5 10 15 20 250

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

4

4.5

5

nplanta(%)

nplanta(%)

Consumo de Combustible:

5 10 15 20 250.0175

0.018

0.0185

0.019

0.0195

0.02

0.0205

0.021

0.0215

mc (lb/seg)

mc (lb/seg)

Consumo de aire:

5 10 15 20 251.16

1.18

1.2

1.22

1.24

1.26

1.28

1.3

1.32

1.34

ma(lb/seg)

ma(lb/seg)

Relación de aire-combustible:

5 10 15 20 250

10

20

30

40

50

60

70

80

ra/c

ra/c

Consumo específico de combustible:

5 10 15 20 250

2

4

6

8

10

12

C.E.C (Lb/hr.HP)

C.E.C (Lb/hr.HP)

Calor suministrado al ciclo:

5 10 15 20 25320

330

340

350

360

370

380

390

Qc(BTU/seg)

Qc(BTU/seg)

Temperatura de los gases de escape:

5 10 15 20 25750

800

850

900

950

1000

T6 (°C)

T6 (°C)

Relación trabajo compresor/ Turbina:

5 10 15 20 250.7

0.75

0.8

0.85

0.9

0.95

Rcp/tb

Rcp/tb

OBSERVACIONES Y CONCLUSIONES

Al elevar la carga en el freno disminuían las RPM, pues con el tiempo los

componentes del equipo se han ido desgastando y ya no daba tal carga.

La eficiencia del ciclo y la plata son realmente bajas comparadas con las

eficiencias de reales industrias que funcionan con turbinas a Gas.

Mediante las gráficas podemos ver cuál es la razón de cambio respecto a los

BHP.

De todas las gráficas, observamos el comportamiento de cada parámetro

respecto a las BHP. Y en las tablas vemos cuando varía cuando se va

cambiando el flujo de combustible y aire.

Debido al paso del tiempo, las máquinas se vuelven más ineficientes. Por

eso al comparar nuestros resultados, con el ejemplo de la guía de

laboratorio, nos damos cuenta que las eficiencias de la turbina y del

compresor se han reducido significativamente.

Notamos que hubo un punto en que no se pudo mantener las RPM

constates a 3000 Revoluciones, y en el 4to punto el valor fue de 2900 RPM.

La eficiencia de la turbina a gas ha disminuido con referencia al tiempo.

Antes dicha eficiencia era de 60 HP, ahora promedia los 30 HP.

BIBLIOGRAFÍA

Manual de laboratorio de ingeniería mecánica

www.wikipedia.org

www.fluidos.eia.edu.com