Busca en el Blog

viernes, 28 de febrero de 2014

ESTABILIDAD DE LA COMBUSTIÓN - c)

En la Fig VIII.20 se representa un sistema vaporizador en el que se inyecta el combustible a baja presión en unos tubos en forma de bastón situados en la zona primaria. De los tubos del vaporizador sale una mezcla rica de vapor de combustible y aire en sentido contrario al flujo, mezclándose con el aire primario restante que sale de unos orificios situados en una pantalla alrededor de los conductos de suministro de combustible.
Con este sistema se consigue superar la dificultad de obtener una buena distribución de la mezcla a lo largo de todo el margen operativo de gasto de combustible. El problema fundamental que se presenta es el de evitar la formación de depósitos de carbón por el craking del combustible en los tubos del vaporizador, que traen como consecuencia sobrecalentamientos locales de los mismos.

jueves, 27 de febrero de 2014

ESTABILIDAD DE LA COMBUSTIÓN - b)

b) Otra posibilidad consiste en efectuar la inyección hacia atrás, lo cual proporciona una buena mezcla del combustible con el aire primario; sin embargo resulta muy difícil impedir que el inyector se recaliente y en consecuencia se deteriore. Por esta razón, este procedimiento se utiliza más en cámaras de postcombustión de turbinas de gas de aviación, Fig VIII.19, los postquemadores sólo actúan en períodos cortos para incrementar el empuje

miércoles, 26 de febrero de 2014

ESTABILIDAD DE LA COMBUSTIÓN - a)

En algunas cámaras de combustión se consigue una adecuada distribución, tanto de la corriente en la zona de combustión, como de la estabilidad de la llama, introduciendo la mayor parte del aire primario a través de las paredes laterales del tubo de llama, a cierta distancia del inyector, Fig VIII.18, y dirigiéndola hacia éste. Una mínima parte de este aire primario entra a través de unos orificios practicados en la superficie frontal para refrigerar el inyector.

martes, 25 de febrero de 2014

ESTABILIDAD DE LA COMBUSTIÓN

El procedimiento de introducción del aire por zonas no es suficiente para conseguir la estabilización total del proceso de combustión en una corriente de aire que se mueve con una velocidad superior a la velocidad de la llama.
La configuración gasodinámica del flujo viene determinada por la forma y colocación de los dispositivos de admisión de aire primario y secundario en el tubo de llama de la cámara de combustión. Por ello, estos dispositivos juegan un papel muy importante en la estabilización de la llama. A continuación examinaremos algunos de estos dispositivos que permiten obtener una llama estable.
En las cámaras con torbellinador, el combustible se inyecta en la misma dirección que la corriente de aire, mientras que el aire primario se introduce a través de unos álabes radiales torsionados, conocidos como álabes torbellinadores, creándose en el tubo de llama una corriente de aire que gira con relación
al eje de la cámara como se muestra en la Fig VIII.15.
De esta forma se crea cerca del eje de la cámara una zona de bajas presiones y a consecuencia de ésto se originan contracorrientes de aire que aseguran la estabilidad de la llama, creando en la zona de combustión superficies con pequeñas velocidades de aire del orden de 15 a 25 m/seg; estas contracorrientes
garantizan una buena mezcla del combustible con el aire, mejorándose la vaporización del combustible y la inflamación de la mezcla fresca.
A veces, se aumenta el efecto de la turbulencia creada por el torbellinador, inyectando aire secundario por medio de cortos conductos tangenciales practicados en el tubo de llama, en vez de hacerlo a través de orificios planos. Parte de este aire secundario se ve arrastrado a su vez hacia la zona de baja presión
y dirigido hacia los chorros de combustible. Hay que tener presente que el empleo del torbellinador ocasiona mayores pérdidas hidráulicas.
Existen otros métodos que prescinden del torbellinador para crear una configuración gasodinámica adecuada para la estabilidad de la llama, siendo algunos tipos de cámaras de combustión, los siguientes:

domingo, 23 de febrero de 2014

TURBINAS DE GAS INDUSTRIALES

En las turbinas de gas industriales, el espacio ocupado por el sistema de combustión tiene solamente una importancia relativa.
La combustión se puede realizar en una o dos cámaras de gran tamaño conectadas con la admisión de la turbina por medio de un caracol; cuando el ciclo sea regenerativo, estas cámaras van precedidas por el regenerador. En las turbinas de gas industriales medianas o grandes se utilizan, con cierta frecuencia, cámaras de combustión verticales de forma que el flujo de aire circule en contracorriente con el de los productos de la combustión. Este tipo de cámaras tiene su origen en las antiguas calderas Velox que se desarrollaron a partir de los años 50 para responder a las exigencias impuestas por la utilización de combustibles de mala calidad. El aire procedente del compresor barre la zona exterior del tubo evitándose de esta forma problemas de oxidación en el mismo.

El quemador va situado en el centro de la parte superior de la cámara, asegurándose la pulverización del combustible, que se calienta por radiación de la llama y por las paredes de la cámara que están a una temperatura suficiente, del orden de 1000°C, se vaporiza y arde.
El aire primario se distribuye en remolino alrededor del quemador; este movimiento helicoidal asegura en la parte central una velocidad de flujo reducido y produce además corrientes de retorno que facilitan la combustión. El aire de mezcla primario no se debe inyectar demasiado pronto a fin de dejar que
la combustión tenga el tiempo necesario para efectuarse completamente.
Por tanto, la mezcla tiene lugar en la parte inferior de la cámara, debiendo asegurarse una penetración adecuada del aire secundario en el interior de la masa de los gases de combustión, disponiendo cierto número de chorros perpendiculares a las paredes.

sábado, 22 de febrero de 2014

CÁMARAS DE COMBUSTIÓN TUBO-ANULARES

Los inconvenientes anteriores han permitido desarrollar un tipo de cámara mixta, que consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente alrededor de una carcasa anular.
Este tipo de cámara se utiliza bastante en los motores grandes de aviación; en la Fig VIII.11 se representa un esquema de cámara tubo-anular.

viernes, 21 de febrero de 2014

CÁMARAS DE COMBUSTIÓN ANULARES

Cuando el compresor es axial, en aviación resulta más adecuado utilizar una única cámara anular, la cual rodea al eje del compresor-turbina; dicha cámara consta de un solo tubo de llama, también anular, y una serie de inyectores cuyo número puede oscilar entre 12 y 20.

De esta forma, el espacio comprendido entre el compresor y la turbina se aprovecha al máximo dando lugar a un motor de sección frontal más reducida, produciéndose en comparación con el anterior, menores pérdidas de carga; en la Fig VIII.10 se indica un esquema de este tipo de turbina.
Tienen un rendimiento más alto que las individuales, relacionándose mejor la mezcla airecombustible y presentando menores pérdidas de presión, así como una mejor refrigeración de los gases durante la combustión.
Este modelo presenta los siguientes inconvenientes:
Resulta muy difícil obtener una distribución uniforme de la relación combustible-aire a pesar de utilizar un gran número de inyectores.
Como consecuencia de lo anterior, se presentan problemas a la salida de la cámara para conseguir una distribución uniforme de temperatura.
Estructuralmente son más débiles, por lo que es difícil impedir que se produzcan deformaciones en las paredes calientes del tubo de llama, problema que es particularmente preocupante en motores de gran diámetro.
En ellas no se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar el motor del avión, lo que implica mayores problemas de costos y tiempo de mantenimiento.

jueves, 20 de febrero de 2014

CÁMARAS DE COMBUSTIÓN TUBULARES

Las cámaras de combustión individuales o independientes en número variable de 5 a 10, se emplearon en los primeros motores de aviación y, en la actualidad, en pequeñas turbinas de gas industriales y marinas, siendo las más empleadas en motores de compresor centrífugo y en algunos axiales. Van situadas alrededor del eje que une el compresor y la turbina; constan cada una de ellas de su propio inyector procedente de una línea de suministro común, de una doble pared o tubo, de los cuales el interior se denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustión y de una envolvente exterior, Fig VIII.9. Dos de las cámaras de combustión van dotadas de bujía de encendido; la razón de llevar dos bujías es exclusivamente por seguridad, pues con una sola sería suficiente.
El motor de reacción, no necesita encendido continuo una vez que el motor ha arrancado, dado que al haber un foco encendido e inyectar permanentemente combustible, la combustión se mantiene sin necesidad de llevar conectado el sistema.
Se conectará en despegue, toma de tierra y ciertas condiciones anormales de turbulencia, ingestión de agua volando en lluvia fuerte, etc.
Para que la combustión alcance todas las cámaras de combustión independientes, estas van unidas por unos tubos de propagación de la llama denominados interconectores de llama.
El aire de descarga del compresor al entrar en la cámara se divide en dos; el aire primario, 25% del total, entra por el centro de la cámara para realizar la combustión y el 75% restante, aire secundario, pasa entre el tubo de llama y la carga exterior de la cámara.
El tubo de llama lleva una serie de taladros por los cuales penetra el aire secundario que reduce la temperatura de los gases desde aproximadamente 1800ºC que alcanza en la zona de combustión, a unos 1000ºC que puede permitir la turbina, formando una capa de aire de refrigeración entre la cámara y el exterior. Estas cámaras de combustión, tienen una buena resistencia estructural y ligereza de peso, además de un mantenimiento y sustitución mas sencillo, pero su rendimiento es inferior a las anulares.
Puede ocurrir, si se presentan averías en algunos inyectores, que los álabes del primer escalón de la turbina estén sometidos a diferencias de temperatura que produzcan deformaciones en dichos álabes.
Este tipo de cámara se presta muy bien para turbinas de gas que trabajan con compresores centrífugos, en los que el flujo de aire es dividido por los álabes del difusor en corrientes separadas, alimentando cada una de ellas la cámara tubular correspondiente.

miércoles, 19 de febrero de 2014

Líquidos, gasóleo, gasolinas y en algunos casos fuel de bajo contenido en azufre.

Los combustibles empleados tienen que estar libres de partículas e impurezas sólidas para evitar
cualquier tipo de erosiones en los álabes de la turbina.
La ausencia de azufre en la composición del combustible permite un nivel de recuperación del calor contenido en los gases de escape superior al que se puede conseguir con otros combustibles. Por este motivo y por razones económicas, un combustible muy adecuado en la actualidad para las turbinas de gas es el gas natural, y su posibilidad de empleo en la post-combustión que se realiza normalmente mediante quemadores en vena de aire y tiene por objeto elevar la temperatura de los gases de escape de la turbina, utilizando como comburente los mismos gases, para de esta forma mejorar el rendimiento de la caldera de recuperación.
Los combustibles líquidos presentan, frente a los gaseosos, otras desventajas como el sistema de filtrado que es más complicado; además es necesario atomizar el combustible a una presión elevada,
resultando una menor calidad en la formación de la mezcla, por lo que el rendimiento de la turbina es algo inferior.
En el caso del gas natural, al tratarse de un suministro por canalización y aunque también se necesitan unos requisitos de presión de suministro que son función de la turbina a instalar, la elevación de presión solamente se debe realizar desde la presión de suministro hasta la presión de utilización en el aparato.
Las pérdidas de carga en la cámara de combustión de una turbina de gas han de ser mínimas, ya que afectan al consumo específico y a la potencia específica de la turbina; generalmente las normas de diseño tienden a mejorar el proceso de la combustión, como la formación de la mezcla, estabilidad de la llama, etc, y conducen a su vez a un aumento de las pérdidas de carga.
Pérdidas térmicas mínimas a través de las paredes y por combustión incompleta. 

Debe evitarse la formación de depósitos de carbón, pues estas pequeñas partículas al ser arrastradas
por el flujo, erosionan los álabes de la turbina; asimismo, bloquean y distorsionan el flujo de aire a lo
largo de las paredes, causando sobrecalentamientos locales que disminuyen la vida de la cámara; hay
que tener en cuenta, que el carbón depositado en las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en los álabes de la turbina.
La emisión de humos por el escape, desde el punto de vista de la contaminación ambiental, es otro de
los factores a tener en cuenta, tanto en las turbinas de gas industriales, como en las de aviación. En las turbinas de gas de ciclo regenerativo, el ensuciamiento del cambiador de calor por el hollín de escape, reduce el rendimiento de la máquina, existiendo el riesgo de destrucción del intercambiador por incendio.
Tiene que existir una cierta facilidad y seguridad en el encendido de la cámara; las bajas presiones y
las altas velocidades dificultan el arranque, aspecto que en las turbinas de gas de aviación adquiere una importancia considerable.
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre sí, por lo que resulta obvio la complejidad que presenta el diseño de una cámara de combustión, sobre todo si el régimen de funcionamiento tiene que ser variable.

martes, 18 de febrero de 2014

ANÁLISIS DEL PROCESO DE COMBUSTIÓN

El proceso de la combustión ha de tener lugar en su totalidad, dentro de la cámara de combustión, a fin de evitar que los álabes de la turbina estén sometidos a las elevadas temperaturas de las llamas.
Las turbinas de gas funcionan con un elevado exceso de aire para que la temperatura de los productos de combustión al incidir en los álabes no sea excesiva y no se produzcan excesivos problemas de corrosión o fatiga en los mismos, y mantener los efectos derivados de la deformación plástica dentro de limites aceptables. El índice de exceso de aire con el que trabajan las turbinas suele estar comprendido entre 2,75 y 5.
Las turbinas de gas pueden utilizar dos tipos de combustibles:
Gaseosos, gas natural, propano.

lunes, 17 de febrero de 2014

Aire terciario

El aire restante, 50% a 55%, se mezcla con los productos de la combustión en la zona de dilución, con el objeto de reducir su temperatura hasta la requerida a la entrada de la turbina. Hay que procurar una turbulencia suficiente para que las corrientes caliente y fría se mezclen a fondo y así conseguir una distribución de temperaturas a la salida prefijada de antemano.

domingo, 16 de febrero de 2014

Aire secundario

Se corresponde aproximadamente con un 30% del aire total; se introduce a través de orificios practicados en el tubo de llama para completar la combustión; para que el rendimiento sea elevado, hay que inyectar el aire en los puntos adecuados a fin de evitar que la llama se enfríe localmente dando lugar a una drástica disminución de la velocidad de combustión en esa zona. El aire secundario proporciona un coeficiente de exceso de aire del orden de a »1,5 o riqueza 1/1,5 = 0,66 a 0,7.

sábado, 15 de febrero de 2014

Aire primario

Se corresponde aproximadamente con un 15% a 20% del aire total y se introduce alrededor del chorro de combustible creando una mezcla de aire-combustible relativamente rica con el objeto de obtener una temperatura elevada, necesaria para una combustión rápida, r = 1.

viernes, 14 de febrero de 2014

AIRE UTILIZADO EN EL PROCESO DE COMBUSTIÓN

La masa de aire teóricamente necesaria para la combustión de 1 kg de combustible se determina a partir de las reacciones estequiométricas de la combustión; para los combustibles líquidos utilizados normalmente en las turbinas de gas, la relación aire-combustible estequiométrica está entre 14,7 y 15 pudiéndose tomar 14,9 como valor medio. La cantidad de aire real suministrada al combustible es mayor que la teórica, definiéndose un coeficiente de exceso de aire a, como la relación entre la cantidad real de aire y la estequiométrica, por kg de combustible.
Para que la combustión tenga lugar totalmente dentro de la cámara de combustión, es necesario que todos los procesos se realicen con suficiente rapidez, ya que se tienen que efectuar en una corriente de aire a una velocidad determinada. Por esta razón, la combustión en estas cámaras sólo es posible cuando la velocidad de propagación de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la corriente.
La temperatura de la combustión y, en consecuencia, la velocidad de propagación de la llama dependen del coeficiente de exceso de aire, obteniéndose su valor máximo para un coeficiente de exceso de aire a = 1, aproximadamente.
Para mezclas ricas, a < 1, la temperatura de combustión disminuye debido a la combustión incompleta. En las mezclas pobres, a > 1, también disminuye debido a la dilución por el aire de los productos de la combustión.
Como la relación aire-combustible de funcionamiento global es del orden de 60/1 para las condiciones de diseño, mientras que la estequiométrica es de aproximadamente 15/1, es necesario que el aire suministrado por el compresor se introduzca progresivamente en la cámara de combustión.
En el proceso de inyección de aire se pueden distinguir tres fases que dan lugar a lo que se conoce como aire primario, aire secundario y aire terciario.

jueves, 13 de febrero de 2014

CÁMARAS DE COMBUSTIÓN DE TURBINAS DE GAS

Una cámara de combustión de turbina de gas consta de:
- Un armazón exterior que resiste las presiones de los gases y que puede ser de acero ferrítico
- Un armazón interior sometido a temperaturas elevadas que, al menos en su parte superior en las verticales, o donde van los quemadores en las horizontales, se debe construir de acero austenítico o de material refractario. La sustentación del armazón interior debe permitir la libertad de las dilataciones.
Los principales factores a tener en cuenta en el diseño de la cámara de combustión de una turbina de gas, dependen de sus condiciones operativas, de entre las que podemos destacar las siguientes:
La combustión tiene que ser estable, para permitir las fuertes variaciones de la relación aire-combustible que para los ciclos regenerativos está entre 60/1 y 120/1, y para los no regenerativos entre 100/1 y 200/1.
La velocidad del fluido oscila, en la mayor parte de los casos, entre 30 y 60 m/seg.
En las turbinas de gas usadas en aviación, el problema de la estabilidad de la llama es aún más complejo, a causa de la variación de las presiones de combustión debido a la altura, a la velocidad de vuelo, y al grado de carga (despegue, ascensión, aproximación).

miércoles, 12 de febrero de 2014

Evaluación del coeficiente de transmisión de calor exterior por convección (III)

en las que las propiedades físicas se determinan para una temperatura del gas de la forma:

en donde Testática es la temperatura estática local del gas y w1 es la velocidad relativa local del gas en la superficie del álabe.
Los valores más altos del coeficiente de película tienen lugar en el borde de ataque donde la capa límite es de espesor muy pequeño y también después del punto de transición en la cara de succión donde la capa límite llega a ser turbulenta. Se duda exista una capa límite laminar sobre una gran zona de la cara de succión entre el borde de ataque y el punto de transición, por lo que se prefiere tratarla como turbulenta puesto que el flujo de la corriente principal es probablemente altamente turbulento.
En turbinas de temperatura moderadamente alta resulta indiferente qué tipo de hipótesis se utilice, ya que la conductividad del álabe tiende a uniformizar la distribución de temperaturas del álabe. Sin embargo en turbinas que trabajan con temperaturas muy altas conviene tratar el problema desde ambos puntos de vista a fin de evitar puntos calientes que puedan afectar a la estabilidad metalúrgica del material del álabe.
Para el calculo final de un álabe refrigerado hay que estimar la distribución bidimensional de temperatura en cada sección transversal del mismo, teniendo en cuenta la conducción térmica a lo largo del álabe y las ecuaciones diferenciales que resultan se pueden resolver aplicando técnicas de diferencias finitas. El diseño final ha de ser un compromiso entre rendimiento y nivel de solicitaciones (flectoras, centrífugas y térmicas) compatible con la vida deseada del álabe.
La refrigeración de los álabes de las turbinas implica pérdidas termodinámicas a tener en cuenta. El caudal de refrigeración del estator evoluciona en el escalonamiento, pero se introduce con una presión de remanso inferior a la del flujo principal, lo que supone una pérdida a tener en cuenta, ya que estos caudales pueden llegar a ser del orden del 10% al 15% del caudal principal.
También existen pérdidas de carga y una disminución de la entalpía, debido a la mezcla del aire refrigerante con la corriente principal del gas en la punta del álabe, que se compensa parcialmente por la disminución de las pérdidas intersticiales.
Asimismo los álabes realizan un cierto trabajo de bombeo contra el aire refrigerante a medida que éste circula radialmente por el interior de los mismos.
También hay que tener en cuenta el problema relativo al sobrecalentamiento que se produce durante los transitorios de aceleración, ya que los altos niveles de presión y el pequeño espesor de los alabes los hacen muy sensibles a estos sobrecalentamientos.

martes, 11 de febrero de 2014

Evaluación del coeficiente de transmisión de calor exterior por convección (II)

En la cara de succión el flujo es laminar desde el punto de tangencia hasta el punto de transición; como la transición de flujo laminar a turbulento tiene lugar en el punto en que el gradiente de presiones cambia de positivo a negativo, dicha zona se sitúa en un intervalo del 30% al 80% de la longitud de la
cara de succión a partir del punto de tangencia.
En esta zona de flujo laminar se calcula el coeficiente de película local utilizando la correlación de Pohlhausen para placas planas:

lunes, 10 de febrero de 2014

Evaluación del coeficiente de transmisión de calor exterior por convección (I)

La distribución de coeficientes de transmisión externos se determina teniendo en cuenta la distribución local de velocidades a lo largo de las caras de presión y de succión del álabe. La superficie del álabe se divide en tres partes, el borde de ataque, la zona frontal de la cara de succión en donde el flujo es laminar y las caras de presión y de succión más allá de la zona de transición de flujo laminar a turbulento. En el borde de ataque, Fig VII.8, el flujo es laminar; esta zona comprende desde el punto en donde la corriente se remansa hasta los puntos de tangencia con ambas caras del álabe.
El coeficiente de transmisión local se puede determinar utilizando la correlación:


domingo, 9 de febrero de 2014

Evaluación del coeficiente de transmisión de calor interior por convección (II)


Las propiedades físicas del aire refrigerante se evalúan a la temperatura media del fluido en la sección media; si se considera el aire como fluido refrigerante, Pr = 0,71 y que los conductos tienen una elevada relación longitud/diámetro, (25 < a/dh < 100) la expresión anterior para flujo turbulento se reduce a:

sábado, 8 de febrero de 2014

Evaluación del coeficiente de transmisión de calor interior por convección (I)

En conductos de refrigeración interiores rectos, de sección transversal constante, pueden emplearse las fórmulas del flujo de un fluido en un tubo, de la forma:

viernes, 7 de febrero de 2014

TRANSMISIÓN DE CALOR EN ALABES REFRIGERADOS POR CONVECCIÓN (I)

El aire refrigerante aumenta su temperatura a medida que discurre por el álabe, y resulta menos efectivo para la refrigeración, con lo que la temperatura del álabe crecerá de la base a la cabeza, existiendo una cierta conducción de calor a lo largo del álabe, que entra y sale del elemento dx debido a dicho gradiente de temperatura en sentido longitudinal. Dado que las aleaciones de los álabes de las turbinas poseen una baja conductividad térmica, el término debido a la conducción es comparativamente pequeño y se puede despreciar.
El balance calorífico para dicha longitud diferencial permite determinar el gasto másico interior de aire refrigerante Ga en la forma:



jueves, 6 de febrero de 2014

TRANSMISIÓN DE CALOR EN ALABES REFRIGERADOS POR CONVECCIÓN

Para expresar el comportamiento de la refrigeración unidimensional de álabes por convección se suele utilizar un parámetro denominado temperatura relativa del álabe definido en la forma:
Para calcular el gasto de aire refrigerante requerido para una temperatura media del álabe, consideraremos el flujo calorífico que entra y sale de una longitud elemental del álabe dx a una distancia x de la base, Fig VII.7.

miércoles, 5 de febrero de 2014

Refrigeración por transpiración

Es una generalización del caso anterior que aumenta su efectividad; el álabe se fabrica de material poroso para establecer una película continúa de aire sobre toda la superficie del mismo. La uniformidad de la película es el factor principal que reduce la cantidad de calor que los gases pueden transferir al metal; para una refrigeración efectiva, los poros han de ser pequeños, pero este hecho puede ocasionar la posible obturación de los mismos debido a oxidación o a materias extrañas.
Se puede comparar el potencial de cada uno de los métodos de refrigeración descritos, si se determina la cantidad de aire que necesita cada uno de ellos para mantener un cierto nivel térmico del álabe, en determinadas condiciones operativas.
La refrigeración por convección libre es complicada debido a que el metal conduce rápidamente el calor y las paredes interiores del álabe se acercan a la temperatura que posee el refrigerante. Si se aumenta la temperatura de entrada de los gases en la turbina, se precisan mayores cantidades de aire de refrigeración y se puede llegar a una situación en que el método se haga impracticable, situación que también se presenta cuando se produce un aumento de la relación de compresión, que implica el aumento del coeficiente de película con la presión.
En la refrigeración por película o por transpiración, la presencia de una capa de aire aislante entre el gas y el metal reduce el flujo de calor hacia la superficie del álabe (para cualquier valor de la temperatura de entrada a la turbina); la relación de compresión en estos casos influye poco.
Para una temperatura del gas de Tgas= 1375ºC, y una del metal de Tmetal= 1095ºC, la multiperforación el álabe consume en el sistema de convección del orden del 80% del caudal de refrigerante necesario y en la transpiración del orden del 55%; pero si se tiene en cuenta la oxidación de los materiales utilizados en la transpiración, su temperatura de admisión disminuye, 870ºC, y el sistema consume del orden del 120% del caudal de aire necesario en el sistema de convección.
El diseño de la refrigeración de los álabes para trabajar a elevadas temperatura, puede combinar varios de los sistemas anteriormente comentados, Fig VII.6.

martes, 4 de febrero de 2014

Refrigeración por película de aire

Consiste en la formación de una película de aire refrigerante sobre una o varias zonas de la pared exterior del álabe expuestas a los gases, que se pierde rápidamente porque termina mezclándose con éstos; para conseguir una refrigeración eficaz, tiene que renovarse continuamente por medio de sucesivas ranuras de inyección. Este es, posiblemente, el mejor sistema de refrigeración del álabe, que tiene la ventaja de reducir el gradiente de temperaturas en las paredes de los
álabes, y el inconveniente de que puede perturbar el desarrollo del flujo en el canal de paso.
Si en la capa límite se inyecta aire en exceso o si su velocidad es demasiado grande, el aire refrigerante la atraviesa y produce pérdidas adicionales en el álabe. El sistema asegura una fuerte evacuación de calor, ya que cuando la corriente de aire frío atraviesa los agujeros de paso, puede producir zonas frías que actúan como focos de concentración de tensiones con el consiguiente aumento de la fatiga de los álabes; el efecto de refrigeración de la película es disipado rápidamente aguas abajo por la mezcla con los gases calientes. El aire utilizado en este tipo de refrigeración debe encontrarse a alta presión, lo cual no siempre es posible, particularmente en los bordes de ataque de la primera corona de toberas.

lunes, 3 de febrero de 2014

Refrigeración por impacto

Consiste en proyectar un chorro de aire hacia la pared a refrigerar. El aire circula en sentido radial por el núcleo del álabe y va fluyendo a través de una serie de agujeros de forma que el chorro incida sobre la pared interna del álabe, generalmente en la zona correspondiente al borde de ataque; el impacto del chorro proporciona un buen coeficiente de intercambio de calor. Sin embargo, hay que tener en cuenta las interacciones del chorro de gases calientes cuando el aire refrigerante se evacúa por agujeros situados en la pared próximos a la zona de impacto, lo que podría modificar de manera importante el valor del coeficiente de intercambio. La utilización de la refrigeración por impacto supone la existencia de paredes interiores en el álabe para poder asegurar la distribución de los chorros.

domingo, 2 de febrero de 2014

Convección forzada

El aire circula por canales cilíndricos practicados en el álabe o por canales de sección más compleja, Fig VII.4, que permiten aumentar la superficie de intercambio de calor, para una sección de paso dada. Todo lo que perturba la capa límite de refrigeración, como surcos, creación de efecto aleta, etc, tiende a la mejora del coeficiente de transmisión de calor; el inconveniente radica en que duplicar el coeficiente de transmisión de calor, supone un aumento de cuatro veces el coeficiente de pérdida de carga.

sábado, 1 de febrero de 2014

REFRIGERACIÓN POR AIRE

La refrigeración por aire se puede hacer de las siguientes formas:
- Convección libre
- Convección forzada
- Refrigeración por impacto
- Refrigeración por película
- Transpiración
El aire se extrae del compresor y circula por pasos interiores practicados en el disco y en los álabes de la turbina. Los cuatro primeros métodos se aplican en la actualidad en máquinas avanzadas que trabajan con elevadas temperaturas de entrada en la turbina. El método de transpiración que requiere álabes de material poroso, se encuentra en fase experimental.
Convección libre.- El calor que los gases de combustión ceden a los álabes se conduce, a través de los mismos, hasta el aire de refrigeración que circula por su interior; el calor cedido depende de la superficie de contacto que los circuitos internos del álabe exponen al refrigerante. El grado de refrigeración obtenido
depende de la diferencia de temperaturas entre el metal y el aire interior.