REPORTE BRAYTON FERNANDEZ ANTONIO ALDO CESAR.docx

8/18/2019 REPORTE BRAYTON FERNANDEZ ANTONIO ALDO CESAR.docx

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INSTITUTO NACIONAL DE MEXICO

INSTITUTO TECNOLOGICO DEMINATITLAN

INGENIERÍA ELECTROMECÁNICA

MAQ. Y EQUIPOS TERMICOS IITRABAJO: CALCULO CICLO BRAYTON

PRESENTAN:

• Domínguez Ca!o" A!e#an$o• %a#a$o &a'a!a (oge Eni)ue• %enán$ez An*onio A!$o C+"a• Gonzá!ez ,enán$ez -ie! Da.i$• Ra"i!!a &u!ue*a Lui" Ene"*o• To!e$o C/$o.a %+!i0 $e (e""2• en*ua 4án56ez Oma• Mon*o Luna E$e A!e0i"• Ozuna 4án56ez A!e#an$o• 4án56ez A.en$ao í5*o Danie!• 8o")ue" A.en$ao A!e0i"

-NIDAD 1 GR-PO9 A:7;1

CATEDRATICO:

DOCTOR9 RAMIRE& ME4A RO8ERTO

MINATITLAN< ER2 L-NE4 => DE NOIEM8RE DEL ?=1@


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INDICE:

INTRODUCCIÓN_______________________________________________________6P á g i n a ? | 73

DEDICATORIA

A la familia, que siempre me ha apoyado y siempre

han estado conmigo en todo y que me dieron la

oportunidad de seguir estudiando y al doctor

AGRADECIMIENTO

Se le hace un agradecimiento especial al Dr. Roberto Ramirez

Mesa, por habernos guiado en el estudio de las maquinas

térmicas II y a Dios por habernos dado ida y apoyo para seguir

en nuestra carrera de ingenieros


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OBJETIVO GENERAL___________________________________________________7

OBJETIVO PARTICULAR_______________________________________________7

CAPITULO I. ANALISIS DE MARCO TEORICO DEL CICLO BRAYTON_8

1.1DESCRIPCIÓN DEL CICLO BRAYTON______________________________9

1.2 Ci!" B#$%&"' #($!.______________________________________________1)

1.* Ci!" B#$%&"' i+($!._____________________________________________11

1.3.1. Procesos:__________________________________________________________1

1.3.. !or"#$%s &e C%$c#$o &e T#r'()% &e *%s_________________________13

1., &-#i'$/ +( 0$/.________________________________________________1,

1.+.1 Co",os(c(-) &e $% #r'()% &e *%s________________________________1/

1.+. 0ENTAJAS DE LA TURBINA A GAS_________________________________1/

1.+.3 DES0ENTAJAS DE LA TURBINA A GAS_____________________________1

1.+.+. CLASI!ICACION DE LAS TURBINAS A GAS_______________________1

1.+./ PARAMETROS TERMODINAMICOS DE !UNCIONAMIENTO________12

1.+.. COMPRESOR DE AIRE_____________________________________________1

1.+.2. SISTEMA DE COMBUSTION_______________________________________14

1.+.. SISTEMA DE RE!RIGERACION____________________________________1

1.+.4 PRINCIPIO DE !UNCIONAMIENTO DE LA TURBINA A GAS DE UN

EJE________________________________________________________________________1.+.15. CICLO TERMODINAMICO BRAYTON TEORICO___________________3

1.+.11. TRABAJO TEORICO REALI6ADO POR LA TURBINA______________/

1.+.1. TRABAJO TEORICO ABSORBIDO POR EL COMPRESOR_________/

1.+.13. TRABAJO UTIL TEORICO ENTREGADO POR LA TURBINA_______

1.+.1+. RENDIMIENTO TERMICO TEORICO DE LA TURBINA A GAS_____2

1.+.1/. RENDIMIENTO TERMICO REAL DE LA TURBINA A GAS_________4

1. Ci!" B#$%&"' "' #(0('(#$i'.______________________________29

1.6 Ci!" B#$%&"' "' i'&(#('3#i$4i('&".__________________________*2

1..1. Co",res(-) %&(%'7(c% 8 co",res(-) (so9r"(c%:______________33

1.7 Ci!" B#$%&"' "' #($!('&$4i('&".___________________________*

1.8 E5i('i$:_______________________________________________________*8

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CAPITULO 2: RESOLUCION DEL CICLO BRAYTONCALCULOS__________________________________________________________*9

2.1 C$!-!" +(! "4#(/"# #($!__________________________________,)

.1.1 Deer"()%c(-) &e$ r%'%o ;($ e) e$ co",resor


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De)s(&%& CO2 _________________________________________________________/

De)s(&%& &e$ H 2O ____________________________________________________/

./.1.1 De)s(&%& &e$ N 2 _____________________________________________/3

./.1. De)s(&%& &e$ O2 ______________________________________________/3

./.1.3 De)s(&%& &e$ co"'#s('$e______________________________________/+

Calculandom3m3cindicadores _____________________________________________//

2..2 C$!-!$'+" ;-IRADOR Y EL RECALENTADOR__________6*

3./.1 RESOLUCIN DE AIRE A LA ATMOS!ERA_________________________+

3./. RESOLUCIN DEL RECALNETADOR DE AIRE______________________/

*.6 CALCULO DE E>ICIENCIA________________________________________66

CONCLUSION________________________________________________________67

GLOSARIO____________________________________________________________68

Bi!i"0#$3?$:_________________________________________________________69

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INTRODUCCIÓN!a mayor parte de los dispositios que producen potencia operan en ciclos, y

el estudio de los ciclos de potencia es una parte interesante e importante de latermodin"mica, y precisamente en esta gu#a trataremos la base para los motoresde turbina a gas $%l ciclo &rayton'.

Se puede decir que antes del a(o )*+ todas las m"quinas térmicas decombusti-n interna eran del tipo alternatio émbolo, biela y cig/e(al.

Recién, hacia el a(o )*+, al lograrse la fabricaci-n de compresoresrotatios de alto rendimiento, con0untamente con los progresos realizados en elcampo de la metalurgia, que permitieron la fabricaci-n de aceros refractarioscapaces de resistir altas temperaturas, se posibilit- el desarrollo de las turbinas agas. 1ue durante la guerra de )*2* a )*+3 que la turbina a gas alcanz- su

m"4ima difusi-n y desarrollo tecnol-gico

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OBJETIVO GENERAL Analizar el ciclo &rayton de turbina de gas que conertir energ#a en forma decalor en traba0o, por lo cual su rendimiento se e4presa en términos de eficienciatérmica.

%laborar el c"lculo térmico, con sus propias entalpias de cada secci-n del

ciclo brayton, usando como combustible metano tanto en ambiente ideal como en

un ambiente real, determinar su eficiencia y su productiidad al utilizarse como

combustible.

OBJETIVO PARTICULAR%ntender comprender y resoler recalentadores y enfriadores sabiendo de ante

mano que son procesos isob"ricos.

5A!56!AR %! &A!A75% %S8%96I:M%8RI5: D% !A 5AMARA D%5:M&6S8I:7

:&8%7%R !A %1I5I%75IA D%! 5I5!: &RA;8:7

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CAPITULO I. ANALISIS DE MARCO TEORICO DEL CICLO

BRAYTON

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1.1DESCRIPCIÓN DEL CICLO BRAYTON

%l ciclo &rayton, también conocido como ciclo


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!as dos principales "reas de aplicaci-n de la turbinas de gas son lapropulsi-n de aiones y la generaci-n de energ#a eléctrica. 5uando se emplean enpropulsi-n de aiones, la turbina de gas produce la potencia suficiente para

accionar el compresor y a un peque(o generador que alimenta el equipo au4iliar.!os gases de escape de alta elocidad son los responsables de producir el empu0enecesario para accionar la aeronae. !as turbinas de gas también se utilizan comocentrales estacionarias que producen energ#a eléctrica. ?sta se genera mediantecentrales eléctricas de apor. !as centrales eléctricas de turbina de gas sonempleadas por la industria de generaci-n eléctrica en emergencias y duranteper#odos picos gracias a su ba0o costo y r"pido tiempo de respuesta. !as turbinasde gas también se utilizan con las centrales eléctricas de apor en el lado de altatemperatura, formando un ciclo dual. %n estas plantas, los gases de escape de lasturbinas de gas siren como la fuente de calor para el apor. %l ciclo de turbina de

gas también puede e0ecutarse como un ciclo cerrado para ser utilizado encentrales nucleoeléctricas.

1.2 Ciclo Brayo! r"al.8raba0o no se limita al aire., y puede emplearse un gas con caracter#sticas

m"s conenientes @como el helio.

%n la realidad el ciclo &rayton es un ciclo abierto como se puede obserar en

la siguiente figura B

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%igua9 ?


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) CB %ntra aire fresco en el compresor 8 y aumentan

B C2 %l combustible se quema a Ecte

2C+ !os gases de alta temperatura entran en la turbina donde se e4panden hasta.atm. roducci-n de potencia

1.# Ciclo Brayo! i$"al.

Motor de turbina de gas de ciclo cerrado. Modelado del real.ID%A!

ero para efectos de c"lculos se puede simular como un sistema cerrado,quedando de la siguiente manera

!os procesos de compresi-n y e4pansi-n quedan iguales

%l proceso de combusti-n se sustituye por un proceso de adici-nde calor a Ecte

%l proceso de escape se sustituye por uno de cesi-n de calor a presion constante

hacia el aire ambiente.

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%igua9 3


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123212 Po5e"o"9)CB 5ompresi-n isentr-pica @en un compresor

BC2 Adici-n de calor a presi-n constante

2C+ %4pansi-n Isentr-pica @en una turbina

+C) Rechazo de calor a presi-n constante

; se representan en los diagramas C y 8Cs de la siguiente manera

!a eficiencia de este ciclo ar#a con la relaci-n de presiones, es directamenteproporcional, el cambio es m"s significatio para relaciones de presi-n de 3 a )3luego a medida que a aumentando esta relaci-n de presiones el cambio esmenos brusco, como se puede obserar en el gr"fico

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%igua9 B

%igua9 @


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1232?2 %omu!a" $e Ca!5u!o $e Tu'ina $e ga"

Aplicando la ecuaci-n general de la primera ley a traés de los balances deenerg#a en cada dispositio, podemos conseguir la energ#a presente en cada unode ellos, bien sea calor o traba0o, ya que la energ#a cinética y potencial esdespreciable en este tipo de dispositios

Aplicando la ecuaci-n general de la primera ley a traés de los balances deenerg#a en cada dispositio, podemos conseguir la energ#a presente en cada unode ellos, bien sea calor o traba0o, ya que la energ#a cinética y potencial es

despreciable en este tipo de dispositios

qFw EGhFGeC FGe P w E Gh qEGh

De esta manera podemos emplear la ecuaci-n de la eficiencia para el ciclo&rayton simple

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Se sabe que para los procesos isoentr-picos se cumple que

Sustituyendo estas relaciones isoentr-picas podemos simplificar un poco laecuaci-n de la eficiencia

1.% &r'i!a( $" )a(.

86R&I7A A HAS 5I5!: A&I%R8: SIM!% D% 67 S:!: % )*B e4puso el principio defuncionamiento del ciclo que llea su nombre que originariamente se desarroll-empleando una m"quina de pistones con inyecci-n de combustible, para luegorealizarlo como ciclo abierto simple llamado turbina a gas. Si bien se le llama ciclotermodin"mico, en realidad el fluido de traba0o no realiza un ciclo completo dadoque el fluido que ingresa es aire y el que egresa son gases de combusti-n, o seaen un estado diferente al que se tenia cuando se inici- el proceso, por eso se diceque es un $ciclo abierto'. !as turbinas a gas son m"quinas térmicas rotatias de

combusti-n interna a flu0o continuo cuyo esquema se representa en la 1ig. K

%l ob0etio de ésta m"quina térmica es conertir energ#a cal-rica contenida enel combustible utilizado en energ#a mec"nica @traba0o mec"nico en el e0e de lamisma

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%igua9


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12B21 Como"i5i/n $e !a *u'ina $e ga"!a m"quina est" compuesta de los siguientes elementos

). 6n compresor de flu0o a4ialB. 6na o arias c"maras de combusti-n @seg=n el fabricante

2. !a turbina a gas+. Sistemas au4iliares para su operaci-na Sistemas de lubricaci-nb Sistema de alimentaci-n de combustiblec Sistema de regulaci-n de elocidadd Sistema de puesta en marcha y paradae Sistemas de protecci-n de m"quinaf Sistema de acoplamiento hidr"ulicog Sistema de irado @irador3. Motor de lanzamiento @motor Diesel, o motor eléctrico

!a m"quina acciona una carga la cual se encuentra montada en el e0e de lamisma.

!a carga podr" ser de diersos tipos, tales como un generador eléctrico, unabomba de gran potencia, un compresor, un soplante de aire, la hélice de unna#o, ..., etc.

Seg=n el tipo de carga de que se trate podr" e4istir una ca0a reductora deelocidad entre la m"quina y la carga, caso de que la carga sea un generador

eléctrico

8ambién se aplica con gran é4ito como planta propulsora de aeronaes, barcosy eh#culos terrestres tales como trenes y eh#culos de calle, dada laimportante caracter#stica que presenta ésta m"quina en cuanto a la relaci-npotencia L peso y tama(o que la distingue fundamentalmente de otras m"quinatérmicas.

12B2? ENTA(A4 DE LA T-R8INA A GA4

a Muy buena relaci-n potencia s. peso y tama(ob &a0o costo de instalaci-nc R"pida puesta en sericiod %s una m"quina rotante @no tiene moimientos comple0os como son los

moimientos roto alternatios de los motores de combusti-n internae Al ser una m"quina rotante el equilibrado de la misma es pr"cticamente perfecto y

simple, a diferencia de m"quinas con moimiento alternatios

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f Menos piezas en moimiento @comparado con los motores de combusti-n internag Menores pérdidas por rozamiento al tener menores piezas en moimientoh Sistema de lubricaci-n m"s simple por lo e4presado anteriormentei &a0as presiones de traba0o @es la m"quina térmica que funciona a m"s ba0a

presiones

0 %l proceso de combusti-n es continuo y se realiza a presi-n constante en lac"mara de combusti-n @diferente a los motores de combusti-n interna ocos elementos componentes compresor, c"maraLs de combusti-n y turbina

propiamente dichal 7o necesitan agua @diferente a las turbinas a apor que requieren de un

condensadorm ermiten emplear diferentes tipos de combustibles como erosene, gasoil, gas

natural, carb-n pulerizado, siempre que los gases de combusti-n no corroan los"labes o se depositen en ellos

n %l par motor es uniforme y continuo .

12B23 DE4ENTA(A4 DE LA T-R8INA A GA4

&a0o rendimiento térmico @alto consumo espec#fico de combustible debido a

). Alta pérdida de calor al ambiente que se traduce por la alta temperatura desalida de los gases de escape por chimenea, entre +*3N5 a 3K N5

B. Hran parte de la potencia generada por la turbina es demandada por elcompresor a4ial, en el orden de las O partes, o sea un J3P de la potenciatotal de la turbina

12B2B2 CLA4I%ICACION DE LA4 T-R8INA4 A GA4

!as turbinas a gas, al igual que las turbinas a apor, se clasifican en

). 8urbinas a gas de acci-nB. 8urbinas a gas de reacci-n

%n las turbinas de acci-n la ca#da total de presi-n de los gases de combusti-nse produce en las toberas que est"n ubicadas antes delLlos estadios m-iles yfi0os de la misma.

De esta manera se produce una transformaci-n de energ#a de presi-n a energ#ade elocidad @energ#a cinética en los gases.

!a presi-n de los gases dentro de la turbina, estadios m-iles y fi0os, permanececonstante.

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%n las turbinas de reacci-n, en cambio, la ca#da de presi-n de los gases decombusti-n se produce tanto en las toberas, como en los estadios m-iles yfi0os que componen la misma.

!a presi-n de los gases dentro de la turbina, estadios m-iles y fi0os, adisminuyendo.

8ambién las turbinas a gas se clasifican de acuerdo al n=mero de estadiosm-iles, en cuyo caso pueden ser

). 8urbinas a gas mono etapa @un solo estadio m-ilB. 8urbinas a gas multi etapas @arios estadios m-iles

Igualmente cabe otra clasificaci-n, la cual est" en funci-n del n=mero de e0es de laturbina, pudiendo en este especto clasificarlas como

). 8urbinas a gas de un solo e0eB. 8urbinas a gas de dos e0es

12B2@ PARAMETRO4 TERMODINAMICO4 DE %-NCIONAMIENTO

A continuaci-n se indican los alores reales apro4imados de funcionamiento deuna turbina a gas ciclo simple.

ARAM%8R:S D% 1675I:7AMI%78: 8%M%RA86RA@N5

R%SI:7@gLcmB

Aire entrada compresor a4ial @punto ) )3 )

Aire salida compresor a4ial @punto B 2)K )

Relaci-n de compresi-n CCCCCCC )L)

Hases de combusti-n entrada turbina @punto 2 ).) )

Hases de combusti-n salida turbina @punto + +*3 a 3K )

12B22 COMPRE4OR DE AIRE

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%igua9 7


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!os compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio, pudiendoser

a 5ompresores centr#fugosb 5ompresores a4iales

%n lo sucesio nos referiremos en especial a compresores a4iales.

%n el compresor a4ial, como su nombre lo indica, el flu0o de aire es a4ial, o seaparalelo al e0e del mismo.

%l rotor del compresor a4ial est" formado por arias ruedas m-iles donde losalabes est"n montados en discos, tal como se obsera en el esquema de la

figura.

!as ruedas est"n ensambladas entre si mediante tornillos gu#as a4iales quepermiten el apriete correspondiente, formando de esta manera el rotor delcompresor a4ial.

%ntre cada estadio m-il del rotor se ubica un estadio fi0o del estator, o sea que enla direcci-n del e0e del compresor se suceden alternatiamente un estadio fi0o y unestadio m-il, conformando de esta manera el con0unto compresor a4ial, como seobsera en la 1ig. *

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%igua9


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!a compresi-n del aire se produce al pasar éste a traés de un estadio fi0o yuno m-il, por lo tanto el compresor est" formado por un gran n=mero de

escalonamientos de compresi-n.

5omo en el caso de las turbinas a gas, o a apor, los compresores a4iales puedenser

a 5ompresores a4iales de acci-nb 5ompresores a4iales de reacci-n

!a relaci-n de compresi-n est" dada por el cociente entre la presi-n de salida

del aire del compresor y la presi-n a su entrada :

r= p 2

p1

12B272 4I4TEMA DE COM8-4TION

%l sistema de combusti-n proisto en las turbinas a gas pueden ser de dos tipos

a 8urbinas a gas monoc"mara

b 8urbinas a gas multic"maras

!as turbinas con dise(o monoc"maras, como es el caso del fabricante Asea C&roQn &oeri @A&&, la c"mara se ubica en posici-n perpendicular al e0e de lam"quina.

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%igua9 >


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%n el caso de las turbinas multic"maras, dise(o Heneral %lectric @H%, lasc"maras se ubican en forma concéntricas @paralelas al e0e de la m"quina

!as c"maras de combusti-n de las turbinas a gas han sido ob0etos de

permanentes desarrollos a fin de lograr una eficiente combusti-n y por otro ladoasegurar ba0as emisiones contaminantes, especialmente en contenidos de-4idos de nitr-geno @7: y 7:B

%n la c"mara de combusti-n se produce la o4idaci-n del combustibledesarroll"ndose muy altas temperaturas, por arriba de los 2. N1.

%ntre las funciones esenciales que debe obtenerse en la c"mara de combusti-npodemos mencionar

a %stabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a altaelocidad, de manera que ésta se mantenga estable.

b Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbinac Mantener una temperatura constante de los gases de combusti-n que ingresan a

la misma.d !ograr la m"4ima eficiencia de combusti-n, es decir producir la menor cantidad de

inquemados 5: 5 y M @material particulado u holl#ne !a ca#da de presi-n dentro de la c"mara debe ser la menor posible a fin de

minimizar las ca#das de presi-n entre el compresor a4ial y la turbina.

!a 1ig. ) muestra el dise(o de una c"mara de combusti-n del fabricante Asea C

&roQn &oeri.

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12B22 4I4TEMA DE RE%RIGERACION

%l rendimiento térmico y la potencia de la turbina a gas est"n fuertementeinfluenciados por

a !a relaci-n de compresi-n yb !a temperatura de los gases de combusti-n al ingreso a la turbina.

Dado que los aceros super refractarios empiezan a fundir a apro4imadamente alos B.B N1, las partes calientes de la m"quina deben ser refrigeradas, usandopara tal prop-sito gran parte del aire del compresor a4ial.

%l aire e4tra#do del compresor es utilizado para refrigerar, entre otroscomponentes calientes, los estadios de toberas fi0as y las ruedas de alabesm-iles.

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%igua9 1=9 diseño de una cámara de combustión del fabricante Asea - Brown Bo


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%sta pieza es e4puesta a eleadas temperaturas cuando los gases calientespasan a traés de ella, apro4imadamente ).B N5

12B2> PRINCIPIO DE %-NCIONAMIENTO DE LA T-R8INA A GA4DE -N E(E

%l principio de funcionamiento de la turbina a gas de un solo e0e, es el siguiente

). %l aire ingresa al compresor a4ial en el punto @) a las condicionesambientes, preio a haber pasado por un filtro con el fin de retener laspart#culas de polo u otras part#culas contenidas en el aire ambiente

Dado que los par"metros ambientales ar#an durante el d#a e incluso ar#antambién en funci-n de la ubicaci-n geogr"fica, es coneniente considerarcondiciones standard.

!as condiciones standard utilizadas en la industria son las condiciones IS: queestablecen una temperatura de )3 N5 y una presi-n de ) gLcmB

%n el compresor a4ial el aire es comprimido hasta la presi-n de combusti-n,o m"4ima presi-n del ciclo, sin aporte de calor del medio y comoconsecuencia de ello la temperatura del aire se incrementa debido a lacompresi-n del mismo.%l caudal m"sico de aire aspirado es siempre mayor al necesario para producir la o4idaci-n del combustible en la c"mara de combusti-n.

%ste e4ceso, del orden de K a J eces es debido a

a !a necesidad de lograr una adecuada refrigeraci-n de las partescalientes de la m"quina @c"mara de combusti-n, conductos detransici-n, estadios de toberas fi0as, ruedas de alabes m-iles yconductos de escape

b !a necesidad de disminuir la temperatura de los gases de combusti-ndesde que se forman en la c"mara de combusti-n hasta que estosingresan en el primer estadio de alabes.

Dicho e4ceso de aire es lo que obliga al compresor a4ial a tener un grantama(o y en consecuencia a absorber la mayor parte de la potenciaentregada por la turbina, del orden de las 2L+ partes de la misma.

B. 6na ez que el aire sale del compresor parte de el ingresa a la c"mara decombusti-n tal como se indica en el punto @B de la 1ig. ), donde elcombustible es inyectado produciéndose de esta manera la combusti-n delmismo, dando lugar al aporte de calor @9 del medio a la m"quina térmica.

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%l proceso de combusti-n se realiza a presi-n constante alcanzando muyaltas temperaturas lo que da lugar a que se deba ingresar a la c"mara decombusti-n aire de diluci-n a fin de disminuir la temperatura de los gases yaire de refrigeraci-n para refrigerar el material del tubo de llama ubicado enel interior de la misma.

%l caudal m"sico de gases formados ser" igual a la suma del caudal de aireingresado a la c"mara de combusti-n m"s el caudal de combustibleinyectado a la misma

2. !os gases de combusti-n as# enfriados a una temperatura apro4imada a los).B N5 ingresan al primer estadio de "labes fi0os, o toberas, de la turbinacomo se indica en el punto @2 del esquema.

!a energ#a de presi-n de los gases de combusti-n es conertida en traba0o.%sta conersi-n se realiza en dos etapas

a %n las toberas de la turbina los gases son e4pandidos y de esta manerala energ#a de presi-n de los mismos es transformada en energ#acinética. @caso de las turbinas de acci-n

b !uego en los estadios @etapas de "labes m-iles de la turbina la energ#acinética es conertida en energ#a mec"nica @traba0o mec"nico.

+. %l ciclo finaliza cuando los gases de combusti-n después de e4pandirse enla turbina abandonan la misma y son e4pulsados a la atm-sfera, tal como seindica en el punto @+ del esquema.

12B21=2 CICLO TERMODINAMICO 8RAJTON TEORICO

%l ciclo termodin"mico te-rico por el cual funcionan todas las turbinas a gas es el5iclo &RA;8:7.

!a 1ig. )) nos muestra los diagramas $temperatura > entrop#a' y $presi-n >olumen' para éste ciclo.

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!as transformaciones te-ricas que se realizan en el ciclo son las siguientes

¾ !a compresi-n )CB representa la compresi-n isoentr-pica del aire que serealiza en el compresor a4ial.

¾ !a transformaci-n BC2 representa el proceso de combusti-n a presi-nconstante donde se produce el aporte de calor @9 suministrado del medio alsistema debido a la o4idaci-n del combustible inyectado en el punto B.

¾ !a transformaci-n 2C+ representa la e4pansi-n isoentr-pica de los gases decombusti-n que se desarrolla en la turbina.

¾ 7o e4iste la transformaci-n +C). %n los diagramas se representa solo amodo de cerrar el ciclo ya que el ciclo &RA;8:7 es en realidad, como seha e4plicado anteriormente, un ciclo abierto.odemos interpretar que del punto 2 a + se produce la deoluci-n de calor@9 deuelto del sistema al medio, es decir la pérdida de calor al ambiente atraés de los gases de escape de la turbina.

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%igua9 11diagramas$temperatura >entrop#a' y $presi-n '


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12B2112 TRA8A(O TEORICO REALI&ADO POR LA T-R8INA

%l traba0o te-rico realizado por la turbina a gas @traba0o positio est"representado en el diagrama $p > ' de la 1ig. )B por el "rea comprendido entrela adiab"tica de e4pansi-n y el e0e de ordenadas, es decir por el "rea rayada

@aC2C+Cb.

8raba0o te-rico turbina E h2 > h+

Donde

h2 E entalp#a de los gases de combusti-n a la entrada a la turbina @calLg h+ Eentalp#a de los gases de combusti-n al salir de la turbina @calLg

12B21?2 TRA8A(O TEORICO A84OR8IDO POR EL COMPRE4OR

%l traba0o te-rico absorbido por el compresor a4ial @traba0o negatio est"representado en el diagrama $p > ' de la 1ig. )2 por el "rea comprendida entrela adiab"tica de compresi-n y el e0e de ordenadas, o sea por el "rea @aCBC)Cb

1IH6RA )2

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1igura


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8raba0o te-rico del compresor E hB >h)Donde

h) E entalp#a del aire a la entrada del compresor @calLghB E entalp#a del aire al salir del compresor @calLg

12B2132 TRA8A(O -TIL TEORICO ENTREGADO POR LA T-R8INA%l traba0o =til te-rico o traba0o neto te-rico que entrega la turbina es la diferenciaentre el traba0o te-rico de turbina menos el traba0o te-rico del compresor.

1IH6RA )+Hr"ficamente el traba0o =til te-rico entregado por la turbina est" representado porel "rea @)CBC2C+ de la 1ig. )+

Del traba0o total producido por la turbina, el compresor a4ial absorbeapro4imadamente el J P, quedando solamente el 2 P disponible como traba0o

=til.

12B21B2 RENDIMIENTO TERMICO TEORICO DE LA T-R8INA AGA4

Supongamos que en el ciclo &RA;8:7, representado en la figura, laseoluciones @)CB y @2C+ son adiab"ticas, con lo cual nos apartamos

ligeramente de la realidad, ya que las eoluciones reales son politr-picas dee4ponente ariable

%l calor aportado por el medio a traés del combustible que se o4ida es

Q) Ec p.@T 2 TT B

P á g i n a ?7 | 73


28/73

%l calor deuelto al medio ambiente por los gases, o calor perdido es

QB Ecp@T + TT )

%l rendimiento térmico del ciclo ser"

Qaportado TQ devuelto Uterm E

Q aportado

5omo las eoluciones @)CB y @2C+ son adiab"ticas

!lamado @r a la relaci-n de presiones

Reemplazando en @)

P á g i n a ? | 73


29/73

%s decir que el rendimiento térmico te-rico del ciclo depende e4clusiamente de larelaci-n de presiones @r, o bien, de la relaci-n de ol=menes @V entre los cualesse comprime.

12B21@2 RENDIMIENTO TERMICO REAL DE LA T-R8INA A GA4

Sabemos que en toda m"quina térmica el rendimiento y la potencia del cicloreal siempre son inferiores a los del ciclo te-rico por arias razones, talescomo

). !a compresi-n no es isoentr-picaB. !a e4pansi-n no es isoentr-pica2. %n todo el sistema se producen pérdidas de presi-n+. %l proceso de la combusti-n es incompleto, por lo cual no toda la energ#a qu#mica

contenida en el combustible es liberada en ella como energ#a cal-rica, debido a lapresencia de inquemados

3. %4isten pérdidas por radiaci-n y conecci-n a traés de todo el cuerpo de lam"quina

P á g i n a ?> | 73


30/73

K. %4isten pérdidas de energ#a cinética a traés de los gases de escape la cual no seutiliza en las m"quinas industriales

1.* Ciclo Brayo! co! r")"!"raci+!.

8ambién se puede aumentar el rendimiento del ciclo, o sea, obtener m"senerg#a con la misma cantidad de combustible, empleando parte del calorperdido que se llean los gases de escape de la turbina, para precalentar elaire a la salida del compresor, antes de su entrada a la c"mara de combusti-n,lo que permite gastar menos combustible para llegar a la misma temperatura deingreso a la m"quina.

%n este caso, se recurre al ciclo &RA;8:7 regeneratio, que utiliza el esquemade instalaci-n que se indica en la 1ig. )3

1IH6RA )3Donde

9) E 5alor ganado por el aire

9B E 5alor aportado por la o4idaci-n del combustible

92 E 5alor cedido por los gases de combusti-n

P á g i n a 3= | 73


31/73

ara el ciclo &rayton, la temperatura de salida de la turbina es mayor que latemperatura de salida del compresor. or lo tanto, un intercambiador de calorpuede ser colocado entre la salida de los gases calientes de la turbina y la salidade los gases fr#os que salen del compresor. %ste intercambiador de calor esconocido como regenerador o recuperador. !a regeneraci-n coniene solo cuando

la relaci-n de presi-n en la e4pansi-n es ba0a, ya que de esta manera se puedeasegurar que el calor m"4imo estar" dado por la corriente que en un ciclo simplese desprende hacia el ambiente, este calor m"4imo se aproecha para precalentar el aire que a a entrar a la c"mara de combusti-n, significando esto un ahorroenergético significatio. ara el caso contario, es decir, relaci-n de presiones altas,este calor ser" muy ba0o, pues saldr" a temperatura muy ba0a, producto de lae4pansi-n e4cesia, perdiéndose este calor al ambiente, sin poder aproecharlo.

Definiremos la efectiidad del regenerador €reg como el #ndice del calor transferido a los gases del compresor en el regenerador, a la transferencia de

calor m"4imo posible a los gases del compresor, esto es

ara gases ideales usando las asunciones de aire frio est"ndar con caloresespec#ficos constantes, la efectiidad del regenerador se conierte en

6sando un an"lisis de ciclo cerrado y tratando la adici-n de calor y rechazo decalor como procesos de flu0o estable, la eficiencia térmica del ciclo regeneratioes

P á g i n a 31 | 73

1igura )K


32/73

7ote que la transferencia de calor que ocurre dentro del regenerador no est"incluida en los c"lculos de la eficiencia porque esta energ#a no es unatransferencia de calor a traés de la frontera del ciclo.

Asumiendo un regenerador ideal Wregen E ) y calores espec#ficos constantes, sepueden decir que todo el calor de la corriente superior se transfiere hacia lacorriente inferior, pero esto nunca ocurrir" en la realidad, son apro4imaciones quese asumen cuando no contamos con datos suficientes para resoler el problema,esto m"s que todo se hace cuando no nos suministran el alor de la eficiencia delregenerador.

!a eficiencia térmica tiende a aumentar con la regeneraci-n, tal como se muestraen el siguiente gr"fico

E! in*eenHiamien*o e5a!en*amien*o "on $o" Homa" imo*an*e" $e5/mo me#oa e! $e"emeo $e! 5i5!o 8a*on 5on egenea5i/n2

1., Ciclo Brayo! co! i!"r"!-riai"!o.

%n la 1ig. ) se ilustra un esquema de la m"quina, suponiendo un soloenfriamiento intermedio y que el enfriador es perfecto, no introduciendo pérdidas

térmicas ni ca#da de presi-n.

P á g i n a 3? | 73

%igua9


33/73

Interenfriamiento:

5uando se emplea la compresi-n en m=ltiples etapas, enfriar el fluido de traba0oentre etapas reduce la cantidad de traba0o requerido por el compresor. %l traba0odel compresor es reducido porque el enfriamiento del fluido de traba0o reduce elolumen espec#fico promedio del fluido y por lo tanto reduce la cantidad de traba0oen el fluido para alcanzar el aumento de presi-n dado.

temperatura 8B, se enfr#a en el enfriador hasta la temperatura 82 E 8) cone4tracci-n de calor de 9) !uego se realiza la compresi-n @2 > + en el BNcompresor a4ial de alta presi-n @5B hasta la presi-n p+ resultando, de estemodo menor el traba0o de compresi-n que el que requerir#a para comprimirhasta la presi-n p+ sin enfriamiento intermedio.

!os diagramas de la 1ig. )* representan las transformaciones te-ricas del ciclo&RA;8:7 con enfriamiento intermedio

12212 Come"i/n a$ia'á*i5a 5ome"i/n i"o*+mi5a9

P á g i n a 33 | 73

%igua9

%igua9


34/73

8raba0o en régimen estacionario a olumen constante

8omando nos queda

1inalmente para el caso del gas ideal Pv ET

Al sustituir la relaci-n isoentr-pica obtenemos la ecuaci-npara determinar el traba0o isoentr-pico ideal del compresor

5abe destacar que si e4isten m"s etapas de compresi-n, esta ecuaci-n esaplicable en cada etapa, si rp y temperatura de entrada se mantienen constantesen cada etapa, se calcula una ez y se multiplica por el n=mero de etapas estosolo ocurre en condiciones ideales. ara dos etapas de compresi-n nos queda

P á g i n a 3B | 73

%igua9


35/73

:tro método de compresi-n consiste en ceder una cantidad de calor tal que elproceso sea lo m"s pr-4imo a un isotermo. !a e4presi-n para el traba0oestacionario de un proceso sin fricci-n es

%n condici-n ideal siempre se busca minimizar el traba0o de compresi-n, para estose debe cumplir que

; si las temperaturas de entrada alcanzadas son iguales, entonces, los traba0os se

igualan.w )T ! Ew! TB

%l interenfriamiento es casi siempre utilizado con regeneraci-n. Durante elinterenfriamiento la temperatura de salida del compresor es reducida enconsecuencia, m"s calor debe ser suplido en el proceso de adici-n de calor paraalcanzar la temperatura m"4ima del ciclo. !a regeneraci-n puede reponer parte dede la transferencia de calor necesitada.

ara abastecer solamente aire comprimido, empleando interenfriamiento se

requiere menor traba0o de entrada. !a pr-4ima ez que usted aya a una tienda deenta de equipos para hogares en donde endan compresores de aire, erifique silos compresores grandes est"n equipados con interenfriamiento. ara los grandescompresores de aire, estos est"n hechos de dos c"maras de pist-nCcilindros. %lintercambiador de calor del interenfriamiento es a menudo una tuber#a con aletaspegadas que conecta la c"mara del pist-nCcilindro grande con la c"mara delpist-nCcilindro peque(o.

1./ Ciclo Brayo! co! r"cal"!ai"!o.

Se puede aumentar la potencia de la m"quina, realizando la e4pansi-n enetapas de arias turbinas con recalentamiento intermedio en cada etapa, hastaalcanzar la temperatura l#mite inicial. 8e-ricamente podr#a emplearse un

P á g i n a 3@ | 73


36/73

n=mero infinito de etapas de recalentamiento, lo que llear#a, en el l#mite, a unae4pansi-n isotérmica.

1IH6RA B)

%l traba0o =til del ciclo &RA;8:7 con recalentamiento, ser" la suma algebraicade los traba0os de e4pansi-n realizados por las turbinas y el traba0o absorbidopor el compresor

Si bien es cierto que con este tipo de instalaci-n se logra mayor traba0o =til, noocurre lo mismo con el rendimiento térmico que se e disminuido con respectoa un ciclo &RA;8:7 simple entre las mismas temperaturas.

P á g i n a 3 | 73


37/73

!a 1ig. BB indica los diagramas ideales que corresponden a este ciclo

5uando se emplea e4pansi-n multietapa a traés de dos o m"s turbinas, elrecalentamiento entre etapas aumentar" el traba0o neto hecho @aumenta inclusieel calor de entrada requerido.

!a presi-n intermedia -ptima para recalentamiento es aquella que ma4imiza eltraba0o de la turbina, esto es

2L+E 3LK

Adem"s ba0o condiciones de recalentamiento ideal también 82E83

&a0o estas condiciones -ptimas se logra obtener el m"4imo traba0o del ciclo, y sepuede aplicar la siguiente ecuaci-n

ara 82E83 y rp iguales

P á g i n a 37 | 73

%igua9


38/73

1.0 E-ici"!cia%1I5I%75IA D%! 5I5!:

Se encuentra que la eficiencia de las m"quinas de &rayton en ciclo cerradodependen =nicamente de la relaci-n de presiones isentr-picas. Si se aumenta la

presi-n de entrada a la turbina, también se incrementa la temperatura en dichaentrada. !a temperatura de entrada a la turbina, con frecuencia, est" limitada por la propiedades de los "labes, lo que corresponde a un limite superior pr"ctico en laeficiencia del ciclo. !a m"quina de &rayton con ciclo cerrado @adici-n e4terna decalor ha recibido una atenci-n considerable para emplearla en sistemas nuclearesy, mas recientemente, en sistemas de energ#a solar a temperatura eleadas.%fecto de las eficiencias reales de la turbina y el compresor

7aturalmente las turbinas y los compresores reales no son isentr-picos.ara los ciclos de aire est"ndar, la eficiencia de cada componente se incluye

f"cilmente en los an"lisis. %l compresor y la turbina reales tienen misma presi-nde salida que los aparatos isentr-picos correspondientes @las eficiencias de laturbina y el compresor de &rayton generalmente se dan con respecto a losaparatos isentr-picos y no a los isotérmicos.

!a eficiencia de este ciclo es

%sto quiere decir que m"s de la mitad del calor que entra en el ciclo ideal esdisipada al e4terior y solo un +3P es aproechado como traba0o. %n una turbinareal la eficiencia es aun m"s ba0a.

P á g i n a 3 | 73


39/73

CAPITULO 2 RESOLUCION DEL CICLO BRAYTON

CALCULOS3

P á g i n a 3> | 73


40/73

2.1 Calc&lo $"l co4r"(or 5r"al6Datos

T 1=300 K

P1=1 ¿̄100 Kpa

Flujode aire=800 m

2

h

β=15

n1=0.85

K =1.4

5alculando R

P1 v1n= P2 v2

n

P1 v1n= R T 1

β= P2 P1

1 ¿̄¿

P2= β × P

1∴ P

2=15¿

ni=0.8= T

2 i−T 1T

2 R−T 1→→

T 2 i

T 1

= β K −1

K

T 2 i

T 1

=15(1.4−1)

1.4

T 2 i

T 1=2.1678∴T

2i=2.1678× T 1

P á g i n a B= | 73


41/73

T 2 i=2.1678× (300 K )

T 2 i=650.4 K

Despe0ando T 2 R de ni=0.8= T 2 i−T 1

T 2 R−T 1

0.8 (T 2 R−T 1 )=T 2 i−T 1

T 2 R−T 1=

T 2 i−T 10.8

∴T 2 R=

T 2 i−T 10.8

+T 1

8emperatura entrada a c"mara de combustible

T 2 R=

(650.4−300 ) K 0.8

+300 K =739.9 K

5alculo de los olumenes

v1=

R T 1

ρ1

∴v1=

(287.08 Kg ! K )300 K 100000 Pa

v1=0.8610 m

3

Kg

An"lisis dimensional

( Kg! K ) K Pa

=

N ! m

Kg

N

m2

= N ! m

3

Kg ! N =

m3

Kg

ρ2

v2 R= R T 2 R∴v2 R=

RT 2 R

ρ2

P á g i n a B1 | 73


42/73

v2 R=

(287.08 N !m Kg! K ) (7.37.9378 K )15×10

−5 N

m2

v2 R=0.1412

m3

Kg

5alculo de densidades

ρ1= 1

v1

∴ 1

0.8610 m

3

Kg

ρ1=1.1614 Kgm

3

ρ2=

1

v2 R

∴ 1

0.1412 m

3

Kg

ρ2=7.083

Kg

m3

Determinaci-n de " @coeficiente politropico

P1 v1n= P2 v2

n

ln P1+ n ln v

1=ln P

2+ n ln v

2

n ln v1−n ln v

2=ln P

1−ln P

2

n (ln

v1−ln

v2 )=ln

P1−ln

P2

n=ln P1−ln P2ln v

1−ln v

2

∴n=ln

P2

P1

lnv1

v2

P á g i n a B? | 73


43/73

n=ln 15×10

−5 Pa

1×10−5

Pa

ln

0.8610 m

3

Kg

0.1412

m3

Kg

∴n=2.7080

1.8081

n=1.498

?2121 De*emina5i/n $e! *a'a#o *i! en e! 5ome"o F*a'a#o$e e0an"i/n

∫1

2

Pdv= P

2v2− P

1v1

1−n

#u$il=

(15×10−5 Pa)

(0.1412

m3

Kg

)−(1×10−5 Pa)(0.8610

m3

Kg)

1−1.498

#u$il=−3.782×105 N ! m

Kg

:bteniendo flu0o masico

m=%lujoaire × ρ

m=800 m3

hr ×1.1614

Kg

m3 ×

1hr

3600 s

m=0.2581 Kg

s

P á g i n a B3 | 73


44/73

#u$il=(−3.782×105 N ! m Kg )(0.2581 Kg

s )#u$il=−65.18 K#

Determinaci-n del traba0o de compresi-n

∫1

2

&dv=n( P

2v2− P

1v1)

1−n

#u$il=

1.498(7.083 Kgm3 ×0.1412 m

3

Kg )−(1×10−5 Pa×0.8610 m3

Kg )1−1.498

#u$il=−97.62 K#

"eterminación de ' ( #incremento temperatura$

u2−u

1=' (=m∫ cvdT = ḿ cv ( T 2−T 1 )

' (=(0.2581 Kgs )(0.7187 Kj Kg ! K )(739.9−300 ) K

' (=81.24 K#

"eterminación del flu%o calórico que e&pulsa el compresor

)=m cn (T 2−T 1 )

)=(0.2581 Kgs )( 0.1411 Kj Kg ! K )(739.9−300 ) K

)=15.95 K#

"eterminación del calor especifico

' ( coeficiente que depende de la construcción de la maquina

Cv ( calor especifico a volumen constante

P á g i n a BB | 73


45/73

Cpaire ( )*++, Kj

Kg ! K tablas cen.el

Cn=Cv !( * −n1−n )

K =1.4=Cp

Cv∴Cv=

Cp

1.4=

1.0062 Kj

Kg ! K

1.4

Cv=0.7187 Kj

Kg ! K

Cn=

(0.7187

Kj

Kg ! K

)[(1.4−1.498)

(1−1.498) ]Cn=0.1411

Kj

Kg! K

"eterminación de diferencia de entalpias

H 2− H

1=mCp (T 2−T 1 )

H 2− H

1=(0.2581 Kgs )(1.0062 Kj Kg ! K ) (739.9−300 ) K

H 2− H

1=113.7 K#

"eterminación de la diferencia de entrop/as en el compresor

P á g i n a B@ | 73


46/73

+2−+

1=mCp ln

T 2

T 1

+2−+

1=

(0.2581

Kg

s

) (1.0062

Kj

Kg! K

)ln

(

739.9

300

) K

+2−+

1=0.03278

K#

K

2.2 Calc&lo $"l co4r"(or IDEAL i("!ro4ico3

5alculando v2 i

v2 i=

R T 2 i

P2

=(287.08 Kg ! K )(650.4 K )

15×10−5 N

m2

v2 i=0.1244

m3

Kg

5alculando densidad ρ

ρ= 1

v2 i

= 1

0.1244 m

3

Kg

ρ=8.0385 Kg

m3

Determinaci-n del traba0o =til en el compresor @traba0o de e4pansi-n

∫1

2

Pdv= ḿ [ P2 v2− P1 v11− K ]

P á g i n a B | 73


47/73

∫1

2

Pdv=0.2581 Kg

s [ (15×10−5

N

m2 )(0.1244 m

3

Kg )−(1×10−5 Pa )(0.8610 m3

Kg )1−1.4 ]

#u$il=−64.88 K#

8raba0o =til del compresor @compresi-n

P

K (¿¿2v2− P1 v1)1− K

¿

−∫1

2

Pdv=ḿ¿

∫1

2

Pdv=0.2581 Kg

s [ 1.4 (15×10−5

N

m2 )(0.1244 m

3

Kg )−(1×10−5 Pa )(0.8610 m3

Kg )1−1.4 ]

#u$il=−90.83 K#

Diferencia de energ#a interna

u2−u

1=ḿcv (T 2−T 1 )

u2−u

1=(0.2581 Kgs )(0.7187

Kj

Kg ! K ) (650.4−300 ) K

u2−u

1=64.99 K#

0lu%o calórico ( +

Calor especifico ( +

"eterminación de la diferencia de entalpias

P á g i n a B7 | 73


48/73

H 2− H

1=mCp (T 2−T 1 )

H 2− H

1=(0.2581 Kgs )(1.0062 Kj Kg ! K ) (650.4−300 ) K

H 2− H

1=90.99 K#

"iferencia de entrop/as ( +

2.# CAMARA DE COMBUSTION

?23212; P!an*ea e5ua5i/n e"*e)uiome*i5a1 Kmol [C H 4 ]+ [a O2+3.76 a N 2 ]⇒ [,C O2+c H 2O+d N 2 ]

?232? 8a!an5e o 5om!e*oB.2.B.).C balance de c

#)$#)$ ( b#)$ ∴ b()

B.2.B.B.C balance de

#)$#1$ ( C #$ ∴ C =4

2=2

B.2.B.2.C &alance de :

a#$ ( b #$ 2 C ∴a=2+22

=4

2=2

B.2.B.+.C &alance en 7

3*4, #a$ ( d #$

3*4, #$ #$ ( d ∴ d( 4*5

P á g i n a B | 73


49/73

?23232; "u"*i*u5i/n en !a e5ua5i/n $e 'a!an5e e"*e)uiome*i5o1 Kmol [C H 4 ]+ [2O2+7.52 N 2 ]⇒ [C O2+2 H 2O+7.52 N 2 ]

?232B2; 5omo'a5i/n 'a!an5e mo!a

)'mol 2 6*5 'mol aire ⇒ )+*5 'mol .pc

)+*5'mol aire ( )+*5 'mol .pc

?232@2; 5omo'a5i/n $e! 'a!an5e ma"i5o

)*- 1 Kmol de C H 4(16.043 Kg

Kmol )=16.043 KgC H 4

*- 2 Kmol de O2(32 Kg Kmol )=64 Kg O2

3*- 7.52 Kmol de N 2(28.013 Kg Kmol )=210.6577 Kg N 2

7PC

1*- 1 Kmol de C O2(44.01 Kg Kmol )=44.01 KgCO2

5*- 2 Kmol de H 2O(18.016 Kg Kmol )=36.032 Kg H 2 O

,*- 7.52 Kmol de N 2

(28.013

Kg

Kmol

)=210.6577 Kg N

2

16.043 Kg C H 4+274.6577 *- aire=290.6997 Kg gpc

290.7007 Kgreac$ivo=290.6997 Kg gpc

P á g i n a B> | 73


50/73

.i% : 0.001 Kg=1 gramo

?2322; Cá!5u!o $e !o" in$i5a$oe" $e 5om'u"*i'!e

Kmol Kmol C

Kg KgC

r a

c

6*5 )4*)

r gpc

c

)+*5 )8*)

r a

c

⇒ Kmol

KmolC

=9.52 Kmol aire

1 Kmol C

=9.52

r gpc

c ⇒

Kmol

KmolC =

10.52 Kmol aire

1 Kmol C =10.52

r a

c⇒

Kg

KgC =

274.6577 Kg aire

16.043 Kg C =17.12

r gpc

c ⇒

Kg

KgC =

290.6997 Kg aire

16.043 Kg C =18.12

2.% CALCULO REAL

C9A ( 1*5 ( ∝

∝=coe%icien$e de e/ceso de aire

?2B21 P!an*ea nue.amen*e !a e5ua5i/n $e 'a!an5e mo!a1 Kmol [C H 4 ]+ [∝a O2+∝a3.76 N 2 ]⇒ [,C O2+c H 2O+d N 2+e O2 ]

?2B2? 8a!an5e o 5omue"*oB.+.B.) &alance en 5

#)$#)$ ( b#)$ ∴ b()

P á g i n a @= | 73


51/73

B.+.B.B.C balance de

#)$#1$ ( C #$ ∴ C =4

2=2

B.+.B.2.C&alance en O2

1*5 #$ #$ ( ) #$ 2 #)$ 2 e #$

)8 ( 1 2 e

e=18−4

2 =

14

2 =7

B.+.B.+.C&alance en N 2

∝a (3.76 ) (2 )=d (2)

#1*5$ #$ #3*4,$ #$ ( d

67.68=2d∴d=33.84

?2B232; 4u"*i*uen$o en !a e5ua5i/n $e 'a!an5e1 Kmol [C H 4 ]+ [9O2+33.84 N 2 ]⇒ [C O2+2 H 2O+33.84 N 2+7O2 ]

?2B2B2; Como'a5i/n 'a!an5e mo!a

) 'mol de combustible 2 1*81 '. aire ( 1*81 '. .pc

13*81 '. reactivo ( 13*81 '. .pc

?2B2@2; Como'a5i/n 'a!an5e má"i5o

*1*5*)*- 1 Kmol de C H 4(16.043 Kg Kmol )=16.043 KgC H 4

*1*5**- 9 Kmol de O2(32 Kg Kmol )=288 Kg O2

*1*5*3*- 33.84 Kmol de N 2(28.013 Kg Kmol )=947.9599 Kg N 2

7PC

P á g i n a @1 | 73


52/73

*1*5*1*- 1 Kmol de C O2(44.01 Kg Kmol )=44.01 KgC O2

*1*5*5*- 2 Kmol de H 2O(18.016 Kg Kmol )=36.032 Kg H 2 O

*1*5*,*- 33.84 Kmol de N 2(28.013 Kg Kmol )=947.9599 Kg N 2

*1*5*4*- 7 Kmol de O2(32 Kg Kmol )=224 KgO2

16.043 Kg com,+1235.9599 Kg aire=1252.0019 Kg gpc

1252.0029 Kg reac$ivo=1252.0019 Kg gpc

.i% : 1 gramo

?2B2 Ca!5u!o $e in$i5a$oe" $e 5om'u"*i'!e Kmol Kmol C

Kg

KgC m

3

m3

C

r a

c

1*81 44*+1+ 1*,44

r gpc

c

13*81 48*+13 )1*3555

rC O

2

c

) *413 55,*6

r a

c⇒

Kmol

KmolC =

42.84 Kmol aire

1 KmolC =42.84

P á g i n a @? | 73


53/73

r gpc

c ⇒

Kmol

KmolC =

43.84 Kmol gpc

1 KmolC =43.84

rC O

2

c ⇒

Kmol

Kmol C =

1 Kmol C O2

1 KmolC =1

r a

c⇒

Kg

KgC =

1235.9599 Kg aire

16.043 Kg C =77.040

r gpc

c ⇒

Kg

KgC =

1252.0019 Kg gpc

16.043 Kg C =78.043

rC O

2

c ⇒

Kg

Kg C =

44.01 KgC O2

16.043 KgC =2.743

•

m3

m3

C es calculado posteriormente

Ca!5u!o $e Xi gpc

0$o$al=43.84 Kmol gpc

X CO2=

1 KmolC O2

43.84 Kmol gpc=0.0228

X H 2

O= 2 Kmol H 2O43.84 Kmol gpc

=0.0456

X N 2=

33.84 Kmol N 2

43.84 Kmol gpc=0.7718

P á g i n a @3 | 73


54/73

X O2=

7 KmolO2

43.84 Kmol gpc=0.1596

1 Xi=0.0228+0.0456+0.7718+0.159621

2.* Calc&lo $" 4r"(io!"( Dalo!3 1 Pi= P$o$al

P$o$al=1500 Kpa

PCO2= X CO

2× P$o$al

PCO2=0.0228×1500 Kpa=34.22 Kpa

P H 2

O= X H 2

O×P$o$al

P H 2

O=0.0456×1500 Kpa=68.43 Kpa

P N 2= X N

2× P$o$al

P N 2=0.7718×1500 Kpa=1158 Kpa

PO2= X O2×P$o$al

PO2=0.1596×1500 Kpa=239.5 Kpa

1 Pi=34.22 Kpa+68.43 Kpa+1158 Kpa+239.5 Kpa=1500 Kpa

1 Pi=1500 Kpa=1500 Kpa

2.*.1 D""ri!aci+! $" $"!(i$a$"(GPCPtotal ( )5++ 'pa

Tsal cámara ( )++:C ( )143*)3 '

P á g i n a @B | 73


55/73

Den"i$a$ CO2

& = R CO

2×T

P CO2

R CO2=188.9 K

Kg! K

PCO2=34.22 Kpa

& =(188.9 K Kg! K )(1473.13 K )

34.22 Kpa =8.136

m3

Kg

ρ= 1&

= 1

8.136 m

3

Kg

ρ=0.1229 Kg

m3

Den"i$a$ $e! H 2O

& =

R H 2

O ×T

P H 2O

P H 2

O=68.43 Kpa

R H 2

O=461.5 K

Kg ! K

& =(461.5 K

Kg ! K )(1473.13 K )

68.43 Kpa =9.935

m3

Kg

P á g i n a @@ | 73


56/73

ρ= 1

& =

1

9.935 m

3

Kg

ρ=0.1007 Kg

m3

?2@2121 Den"i$a$ $e! N 2

& = R N

2× T

P N 2

P N 2=1158 Kpa

R N 2=296.8 K Kg ! K

& =(296.8 K Kg ! K )(1473.13 K )

1158 Kpa =0.3776

m3

Kg

ρ= 1

& =

1

0.3776 m

3

Kg

ρ=2.6477 Kg

m3

P á g i n a @ | 73


57/73

?2@212? Den"i$a$ $e! O2

& = R O

2×T

P O2

PO2=239.5 Kpa

R O2=259.9

K

Kg ! K

& =(259.9 K Kg! K )(1473.13 K )

239.5 Kpa =1.599

m3

Kg

ρ= 1

& =

1

1.599 m

3

Kg

ρ=0.6256 Kg

m3

ρgpc=0.1229+0.1007+2.6477+0.6256

ρgpc=3.4969 Kg

m3

?2@2123 Den"i$a$ $e! 5om'u"*i'!e

& = R ×T

1

P1

P á g i n a @7 | 73


58/73

PCH 4=¿

R=0.5182 K

Kg! K

P1=100 Kpa

T 1=300 K

& =(0.5182 K Kg! K )(300 K )

100 Kpa =1.5546

m3

Kg

ρ= 1

& =

1

1.5546 m

3

Kg

ρ=0.6432 Kg

m3

Calculando m3

m3

cindicadores

& 3= &aire

ρ aire∴

1235.9599 Kg aire

1.1611 Kg

m3

=1064.4732m3

& gpc=&gpc

ρ gpc∴

1252.0019 Kg gpc

3.4966 Kg

m3

=358.0626m3

& c=&c

ρ c∴

16.043 Kg c

0.6432 Kg

m3

=24.9424m3

P á g i n a @ | 73


59/73

r a

c⇒

m3

m3

C =

1064.4732m3

aire

24.9442m3

C =42.6772

r gpc

c

⇒m

3

m

3

C

=358.0626m

3gpc

24.9442m

3

C

=14.3555

r C O2

c ⇒

m3

m3

C =

358.1m3

C O2

0.6429m3

C =556.9

2.*.2 Calc&la!$o -l&7o(

%!u#o $e 5om'u"*i'!e

%lujo decom,us$i,le= %lujo aire

r a

c

*g

*gc

¿0.25802

Kg

s

77.40 *g

*gc

=3.3491×10−3 Kg

s

¿3.3491

×10

−3 Kg

s ρCH

4

×3600 s∴=3.3491

×10

−3 Kg

s

0.6432 Kg

m3

×3600 s

¿18.7499m

3

hr

P á g i n a @> | 73


60/73

%!u#o $e g5

¿ r gpc

c × %lujo com, !

¿ (14.3555 )(18.7499 m

3

hr )¿269.1641

m3

hr

Ca!5u!o $e eK5ien5ianelec$ =0.97=97

po$encia$ur,ina=313482.08267

K#

nelec$ =0.97×313482.08267

nelec$ =84.4660 K#

n= nelec$

)a,s

)a,s=%lujo masico × valor calorico

)a,s=12.06015 Kg

hra×50034.7814

Kg=167.61861 K#

n= 84.4660 K#

167.61861 K# =0.50391

n=50

P á g i n a = | 73


61/73

CAPITULO # RESOLUCION DE UN CICLO BRAYTON

8YSYS3

P á g i n a 1 | 73


62/73

DATOS:

TEMPERAT-RA ENTRADA9 3== CPRE4ION ENTRADA9 1==PA8ETA9 1@N9 2=9 12BNELECTROMECANICA9 >7MA4A MOLAR AIRE9 ?2>7CON4TANTE DE GA49 31BPRE4ION 4ALIDA A LA ATMO4%ERA9 @== PA F@ 8AR

TEMPERAT-RA 4ALIDA DEL CICLO9 3@= C%L-(O AIRE9 == G,

#.1 CALCULO DE RESOLCUION DE COMPRESORES A LA

ENTRADA DE LA CAMARA E COMBUSTIÓNP? P1Q8ETAP? 1@== PA

P á g i n a ? | 73


63/73

#.2 RESOLUCION DE LA CAMARA DE COMBUSTION

P á g i n a 3 | 73


64/73

32?21 8ALANCE E4TE-IMETRICO IDEAL

?>=27?33? G REACTIO ?>=27??3? G GP

32?2? 8ALANCE E4TE-IOMETRICO REAL

1?@?21=BBB= G REACTIO 1?@?21=3BB= G GP

32?23 INDICADORE4 DE COM8-4TION

P á g i n a B | 73


65/73

32?2B CALC-LO4 DE %RACCIONE4 PARCIALE4 J GPC FGA4PROD-CTO COM8-4TI8LE

32?2@ CALC-LO DEL %L-O GPC FGA4 PROD-CTOCOM8-4TI8LE

P á g i n a @ | 73


66/73

#.# RESOLUCIÓN DE LA VALVULA DEL GPC

CON LO4 ALORE4 O8TENIDO4

TEMPERAT-RA9 1?== C

PRE4ISN9 1@== PA

%L-(O9 >B123 G,

P á g i n a | 73


67/73

#.% RESOLUCIÓN DE LA VALVULA DE SALIDA DE LA

TURBINA

LA RE4OL-CISN DE LA ÁL-LA DE 4AL-DA DE LA T-R8INA DE GPC 4EPROPORCIONA EL DATO DE PRE4ISN J 4E RE4-ELE

#.* RESOLUCIÓN DEL EN9IRADOR Y EL RECALENTADOR

4E ,ACE EL 4IG-IENTE ARREGLO

P á g i n a 7 | 73


68/73

32@21 RE4OL-CISN DE AIRE A LA ATMO4%ERA4E EPORTAN LO4 DATO4 DE TEMPERAT-RA J PRE4ION

TEMPERAT-RA9 3@= C

PRE4ION9 @ 8AR F@== PA

CA8E MENCIONAR -E E4 -N PROCE4O I4O8ÁRICO NO EI4TE -NADI%ERENCIA DE PRE4ISN< E4 DECIR< LA PRE4ISN DE ENTRADA E4 LA MI4MA ALA PRE4ISN DE 4ALIDA

P á g i n a | 73


69/73

32@2? RE4OL-CISN DEL RECALNETADOR DE AIRE4E EPORTA LO4 DATO4 DE PRE4ISN

PRE4ION9 1@== PA

CA8E MENCIONAR -E E4 -N PROCE4O I4O8ÁRICO NO EI4TE -NADI%ERENCIA DE PRE4ISN< E4 DECIR< LA PRE4ISN DE ENTRADA E4 LA MI4MA ALA PRE4ISN DE 4ALIDA

P á g i n a > | 73


70/73

#., CALCULO DE E9ICIENCIA

PARA ,ACER EL CALC-LO DE E%ICIENCIA 4E NECE4ITAN 3 DATO4

; E%ICIENCIA ELECTROMECANICA

; LAOR CALORICO FC,B

; %L-(O MA4ICO

; POTENCIA DEL T-R8O

EC-ACIONE4

N = Nelec

)a,s

Ne!e5 E%ICIENCIAQPOTENICA DE T-R8INA

a'" %L-(O MA4ICOQE%ICIENCIA ELECTROMECANICA

RE4OL-CISN

; E%ICIENCIA ELECTROMECANICA >7

; LAOR CALORICO FC,B @==3B271B7 ( G; %L-(O MA4ICO 1?2==1@ G,

; POTENCIA DEL T-R8O 313B?2=?7 :

Ne!e5 F2>7Q 313B?2=?7 B2B== :

a'" 1?2==1@ G, Q @==3B271B7 ( G 17211 :

ANALI4I4 DIMECIONAL G,Q (G ( G G, (,ORA :

N = 84.46600 K#

167.61861 K# =0.50391782

P á g i n a 7= | 73


71/73

N155 /5.3412 F

CONCLUSION

%l ciclo &rayton es un ciclo de potencia de gas y es la base de las turbinasde gas. 8iene como funci-n transformar energ#a que se encuentra en forma decalor a potencia para realizar un traba0o, tiene arias aplicaciones, principalmente

en propulsi-n de aiones, y la generaci-n de energ#a eléctrica, aunque se hautilizado también en otras aplicaciones.

%ste puede ser operado de arias maneras, ya sea abierto o cerrado,e4isten formas de optimizar su rendimiento, pero hay que tener mucho cuidado ene4aminar si ale la pena hacer cambios. 6na manera de me0orar un ciclo cerradoes la regeneraci-n empleando parte de la energ#a desechada para calentar losgases que de0an el compresor y, por ende, reducir la transferencia de calor requerida por el ciclo

ara el me0or estudio de los ciclos de potencia se utiliza una maneraidealizada de los mismos en la que se eliminan ciertos puntos para no complicar su razonamiento, en estas formas de an"lisis todos los procesos, son reersibles.

P á g i n a 71 | 73


72/73

GLOSARIO

5"mara de combusti-n !ugar donde se realiza la combusti-n. %spacio que quedaentre la culata y el pist-n, donde entra el aire y el combustible y alo0a lacombusti-n. Actualmente casi todas las culatas tienen una forma

apro4imadamente semiesférica, bien con culata plana y pist-n c-ncao @Diesel,generalmente, o bien con una culata con esa forma semiesférica.

5ompresi-n Disminuci-n del olumen de un cuerpo por efecto del aumento de lapresi-n que se e0erce sobre él o de la disminuci-n de la temperatura.

5ompresor !os compresores, as# como las bombas y los entiladores, sondispositios =tiles para aumentar la presi-n de un fluido. %l traba0o es suministradoa estos dispositios por una fuente e4terna mediante un e0e rotatorio. orconsiguiente, el término de traba0o para compresores es negatio puesto que eltraba0o se efect=a sobre el fluido.

5alor de combusti-n 5antidad de energ#a térmica liberada cuando se quema unacantidad espec#fica de una sustancia.

%4pansi-n Aumento del olumen de un cuerpo por efecto del incremento de latemperatura o la disminuci-n de presi-n.

%4pansi-n isentr-pica !a e4pansi-n en una turbina ideal se producir#a sin pérdidao ganancia de calor @es decir, adiab"tica y sin ninguna disipaci-n de la energ#a

P á g i n a 7? | 73


73/73

disponible debido a la fricci-n, el estrangulamiento, etc. @es decir, reersible. 6nproceso reersible y adiab"tico es isentr-pica @entrop#a constante.

Si se representa dicha e4pansi-n en un diagrama de entalp#a C entrop#a, se puededeterminar la transferencia ideal de traba0o.

Bi'lio)ra-:a

). 8ermodin"mica

%scrito por Xurt 5. Rolle

B. 5entrales térmicas de ciclo combinado teor#a y proyecto

%scrito por Santiago Sabugal Harc#a, 1lorentino

2. httpsLLes.Qiipedia.orgLQiiL5icloY&rayton

+. httpsLLes.Qiipedia.orgLQiiL8urbinaYdeYgas

3. httpLLtermodinamica.us.esLtermicaLtransparenciasL!eccion.pdf

K. httpsLLtermoaplicadaunefm.files.Qordpress.comLB*LBLguiaCtemaC+).pdf

J. httpLLlaplace.us.esLQiiLinde4.phpL5icloY&rayton

Documents

REPORTE BRAYTON FERNANDEZ ANTONIO ALDO CESAR.docx