Pérdidas hidráulicas

La velocidad del aire a la salida del compresor alcanza valores del orden de 175 m/seg; a fin de garantizar un proceso normal de combustión, la velocidad media del aire tiene que ser del orden de los 60 m/seg, por lo que para disminuir la velocidad del aire, se coloca un difusor al comienzo de la cámara de combustión.

Las pérdidas hidráulicas en la cámara de combustión son debidas fundamentalmente a:

a) Pérdidas en el difusor

b) Pérdidas en el torbellinador

c) Pérdidas en la mezcla de los chorros de aire secundario y terciario, con la corriente de aire primario.

Las pérdidas por rozamiento de la corriente con las paredes tienen poca importancia.

En general, cuanto más efectiva sea la mezcla, mayor será la pérdida de carga, por lo que es necesario llegar a una solución de compromiso entre la uniformidad de la distribución de temperaturas a la salida y unas pérdidas de carga reducidas. En las turbinas de gas de aviación, el conducto comprendido entre la salida de la cámara de combustión y la entrada en la turbina es muy corto, por lo que el compromiso que se alcanza es tal que la no uniformidad de la temperatura llega a ser de hasta un ±17% del valor medio. En turbinas de gas industriales la longitud de dicho conducto es mayor, pudiendo ser más uniforme la distribución de temperaturas, si bien a expensas de mayores pérdidas de carga.

PERDIDAS DE CARGA EN LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN

Las pérdidas da carga que se producen en la cámara de combustión pueden ser:
a) Pérdidas hidráulicas
b) Pérdidas debidas al proceso de aportación de energía térmica al fluido

RECUPERADORES

Los recuperadores están constituidos por un haz tubular en el que se mueven los gases calientes que salen de la turbina, mientras que el aire a recalentar circula alrededor de los tubos; normalmente los fluidos circulan en contracorriente.

La presión en el armazón es del orden de 5 a 10 atm y las temperaturas de las paredes no sobrepasan los 400°C. No se corren riesgos de corrosión, pues el aire que entra en el recuperador está, debido a la compresión, a una temperatura muy superior a los 100°C de manera que la temperatura de las paredes de los tubos está por encima del punto de rocío del ácido sulfúrico, que es el elemento más corrosivo que pudiera aparecer en el proceso.

Existe el peligro de incendio debido a los depósitos de hollín en los tubos; se puede suprimir mediante lavados periódicos o instalando un sistema de soplado con aire comprimido.

En las instalaciones de circuito cerrado no existe este peligro, ya que el gas está limpio y se pueden reforzar, del lado de baja presión, los tubos de aletas onduladas que al disminuir los diámetros hidráulicos conducen a mejores coeficientes de transmisión de calor, por lo que las dimensiones del aparato son

más reducidas.

Dimensionado de los orificios

La influencia de la posición y del tamaño de los orificios del tubo de llama en las condiciones de flujo en la zona primaria es muy difícil de calcular, si no imposible.

En la práctica, se ha observado que estos orificios no deben tener un diámetro mayor de 1/10 del diámetro del tubo de llama.

Si se utiliza un torbellinador como única fuente de aire primario, el margen de funcionamiento estable y alto rendimiento, será más estrecho; en muchos casos se utiliza una combinación de torbellinador y orificios en el tubo de llama.

El dimensionado de los orificios de la zona de dilución, aire terciario, depende del perfil de temperaturas que se desee obtener. La penetración del chorro de aire es aproximadamente proporcional a su diámetro y es mayor para orificios alargados, en dirección axial, que para los redondos.

DIMENSIONES DE LAS CÁMARAS DE COMBUSTIÓN (IV)

Mediante esta ecuación se pueden comparar cámaras de combustión de formas diferentes.
Por lo que respecta a su longitud, la experiencia demuestra que las cámaras de combustión que tienen un diseño similar, mantienen aproximadamente la misma relación {longitud-diámetro}; en esta relación, para cámaras tubulares típicas, oscila entre 3 y 6, si se refiere al tubo de llama, y entre 2 y 4 si se refiere a dimensiones de la cámara; los valores más bajos se corresponden con el caso de que exista torbellinador.
Para las cámaras anulares se pueden aceptar los valores anteriores, pero tomando como diámetro el interior y el exterior del tubo llama.
El objetivo principal de cualquier disposición de los orificios del tubo de llama va encaminado a conseguir, en la zona primaria, un coeficiente de exceso de aire próximo a la unidad, mezcla estequiométrica, y del orden de 1,5 en la secundaria, zona de combustión.

DIMENSIONES DE LAS CÁMARAS DE COMBUSTIÓN (III)

Desde el punto de vista del diseño es conveniente expresar la pérdida de presión de remanso en la cámara de combustión mediante un parámetro adimensional denominado coeficiente de pérdida de carga cL de la forma:

Los valores del coeficiente de pérdida de carga cL son muy variables y pueden ser del orden de 15 para velocidades de referencia de 35 m/seg, hasta más de 100 para velocidades de referencia de 8 m/seg.

DIMENSIONES DE LAS CÁMARAS DE COMBUSTIÓN (II)

El volumen de la cámara de combustión depende de la intensidad de la combustión, de forma que definidos los valores de este parámetro, se puede hacer una primera aproximación del volumen de la misma. Para seleccionar el área de la sección transversal de la cámara de combustión se define el concepto de velocidad de referencia cref en la forma:

 en la que De y Di son los diámetros exterior e interior, respectivamente, de la cámara de combustión.
La velocidad de referencia cref es un parámetro teórico y puede que no llegue a alcanzarse en ninguna sección de la cámara. Sus valores no superan generalmente los 35 m/seg, correspondiendo los más bajos a las turbinas de gas industriales con cámaras de flujo en contracorriente.

DIMENSIONES DE LAS CÁMARAS DE COMBUSTIÓN (I)

En las turbinas de gas de aviación es muy importante que el tamaño de la cámara de combustión sea pequeño, por lo que su diseño debe tender a cumplir dicha exigencia, lo que implica volumen y peso reducidos. Las secciones frontales máximas del motor vienen determinadas frecuentemente por el tamaño de la cámara de combustión, teniendo éste detalle una gran influencia en la resistencia aerodinámica del motor.

En las turbinas de gas industriales, el tamaño de la cámara de combustión no es un factor preponderante en el diseño. Las dimensiones principales de una cámara de combustión se eligen, fundamentalmente, tomando como base datos experimentales de cámaras similares ya existentes. Una vez construido un primer prototipo se ensaya y se introducen las modificaciones necesarias para conseguir un comportamiento óptimo. Este comportamiento viene definido por su rendimiento, pérdida de presión de remanso, límites de estabilidad de la combustión, perfil de temperaturas del flujo a la salida de la cámara, etc.

Aunque la forma y disposición de las cámaras de combustión son bastante flexibles, se puede establecer una normativa basada en datos experimentales, que sirva de ayuda para el diseño del volumen, sección transversal, longitud, y tamaño y disposición de los orificios del tubo de llama

SISTEMAS DE ENCENDIDO (III)

En las cámaras de combustión que utilizan sistemas vaporizadores, como ya se indicó anteriormente al hablar de los sistemas de inyección, el dispositivo de encendido consiste en una bujía y un inyector auxiliar, antorcha de encendido. Este sistema resulta más voluminoso y pesado que el anterior, y es más adecuado para turbinas de gas industriales.

El inyector auxiliar se puede alimentar con combustibles ligeros de un depósito separado del principal, siempre que el combustible que utilice la turbina sea un combustible pesado.

En un quemador como el indicado en la Fig VIII.27, el combustible llegar a una determinada presión, del orden de 30 atm, que se mantiene constante mediante el regulador de presión de la admisión que actúa como válvula de descarga. En el interior del quemador, el combustible desciende hasta el extremo del armazón en forma de niebla fina.

La velocidad de rotación que caracteriza la calidad de la pulverización depende de la diferencia entre la presión de inyección y la que reina en la cámara, diferencia que varía poco con respecto a la marcha en vacío a plena carga; el gasto se regula mediante una válvula de retorno que evacúa el exceso de combustible.

Cuando el combustible es gas de horno alto están previstas una serie de toberas de inyección, concéntricas al dispositivo de distribución de aire primario, que originan el remolino.

Una misma instalación tiene mejor rendimiento térmico con gas natural o combustibles líquidos, que con gas de horno alto, en el que el óxido de carbono constituye el elemento combustor principal, siendo la diferencia del orden del 4%.

Las cámaras de combustión alimentadas con gas van provistas con frecuencia de un quemador de fuel-oil que permite un caldeo mixto, caldeo con combustible líquido; durante el calentamiento con gas, el inyector retrocede para no estar sometido a una temperatura demasiado elevada.

SISTEMAS DE ENCENDIDO (II)

El comportamiento del encendido se puede expresar por una curva de encendido semejante a la curva de estabilidad estudiada anteriormente, pero interior a ésta, Fig VIII.30; ésto significa que para un gasto másico de aire dado, el margen de relaciones aire/combustible dentro del cual es posible el encendido de la mezcla es más reducido que aquel en el cual es posible la combustión estable una vez que se ha producido el encendido.En las turbinas de gas de aviación, el dispositivo de encendido tiene que garantizar la posibilidad de reencendido en el vuelo. La dificultad que ésto presenta se debe al empeoramiento de las condiciones de inflamación de la mezcla, (ya que la alta velocidad hace que el aire se refleje en un estrechamiento de la curva de encendido) y a la disminución de la velocidad de combustión (presión y temperatura de la cámara más bajas). Para el arranque en tierra, o en turbinas de gas industriales, resultan muy adecuadas unas bujías de alta tensión similares a las utilizadas en los motores alternativos de encendido provocado, MEP; sin embargo en los motores de aviación se presenta la necesidad de asegurar el reencendido de los motores en pleno vuelo, lo que obliga a utilizar dispositivos que proporcionen una chispa de mucha mayor energía.

Existen sistemas que suministran chispas de alta energía de 4 a 12 julios a razón de 1 a 4 por segundo.

La corriente de descarga puede ser de varios cientos de amperios, con una duración de unos pocos milisegundos. Un sistema empleado es el de descarga superficial que se representa en la Fig VIII.31 y que consiste en un electrodo central y otro exterior que rodea al primero, separados por un aislante cerámico

excepto en la punta, donde la separación se hace por medio de una capa de material semiconductor.

El principio de funcionamiento consiste en la descarga de un condensador a través del semiconductor que separa los electrodos. De esta forma, dicho material se pone incandescente y proporciona un camino ionizado de baja resistencia para la energía almacenada en el condensador. Una vez que se ha producido la ionización, tiene lugar la descarga principal en forma de un arco de gran intensidad.

Para el buen funcionamiento del sistema, éste debe situarse de forma que sobresalga de la capa de aire refrigerante en el interior del tubo de llama, llegando hasta el borde exterior del combustible pulverizado, aunque no tanto como para que resulte mojado en demasía.

SISTEMAS DE ENCENDIDO (I)

Para arrancar una turbina de gas es necesario acelerar el compresor hasta que suministre un gasto másico de aire capaz de mantener la combustión. Esto se puede conseguir inyectando aire comprimido de una fuente exterior, directamente a la turbina que acciona el compresor. Sin embargo, normalmente se utiliza un motor eléctrico o una pequeña turbina de gas auxiliar conectada al eje principal mediante una caja reductora y un embrague.
Esta turbina de gas auxiliar se puede alimentar, bien con aire comprimido, o bien con un cartucho, como en la aviación militar; el dispositivo de encendido se conecta durante el periodo de aceleración y se inyecta combustible a través del inyector de encendido; al finalizar la puesta en marcha, el dispositivo
de encendido se desconecta.
En el caso de cámaras anulares, se montan varios dispositivos de encendido distribuidos por el tubo de llama anular, próximos a los inyectores principales.
En las cámaras tubulares sólo se montan dispositivos de encendido en algunas de ellas, generalmente en dos, mientras que la llama se transmite a las restantes, una vez estabilizada, mediante tubos que conectan el tubo de llama de cada cámara con los de las vecinas.

GASTO DE COMBUSTIBLE

En condiciones de funcionamiento, el gasto de combustible de la turbina varía entre límites muy amplios. Si se regula el combustible variando la presión de suministro, el inyector siempre presentará un grado de pulverización muy diferente del régimen máximo a los regímenes reducidos.
Si por ejemplo se diseña el inyector para obtener un determinado grado de pulverización a plena carga, presiones de suministro de 40 a 60 atm, resulta que en regímenes reducidos, el salto de presiones a través del orificio del inyector disminuye tanto que se obtiene un grado de pulverización inadmisible.

GRADO DE ATOMIZACIÓN

La calidad de la pulverización se mide por el grado de atomización o grado de pulverización que es función del diámetro de gota medio. Suele utilizarse como parámetro de medida el denominado diámetro medio de Sauter, que es el diámetro de una gota cuya relación superficie/volumen es la misma que la media de la pulverización. En la práctica, el valor de este parámetro es del orden de 50 a 100 micrones. El grado de pulverización depende fundamentalmente del salto de presiones del combustible a través del orificio del inyector, siendo la velocidad de salida proporcional a la raíz cuadrada de la diferencia de presiones. Cuanto mayor sea la presión de suministro, más pequeño será el diámetro medio de las gotas. Ahora bien, unas gotas demasiado pequeñas penetrarán poco en la corriente de aire y, por el contrario, si son demasiado grandes el tiempo de evaporación será más largo, por ello hay que llegar a una situación de compromiso.
El gasto másico de combustible inyectado varía según la carga; para un combustible líquido basta regular la presión de inyección, que a carga reducida puede ser insuficiente para asegurar una buena pulverización y, por tanto, la combustión no sería completa. Es necesario disponer un conducto de purga en la parte inferior de la cámara para eliminar el combustible no quemado que se acumula principalmente durante los arranques y cuya presencia podría producir incidentes durante el funcionamiento.

INYECTOR CON RETORNO

El inyector con válvula de paso para el combustible, Fig VIII.29, está provisto de una línea de rebose, en la cual va colocada una válvula.
Cuanto menor es la presión del combustible, tanto más se abre la válvula, cerrando completamente la línea de rebose cuando la presión es máxima. De este modo, si la presión se reduce, la velocidad en la entrada es grande, lo que equivale a la disminución del área a la entrada; ésto implica un aumento del
parámetro equivalente Aequiv y la disminución de m, que es lo que se necesita para ampliar los límites de consumo.

 

 En consecuencia funciona como un inyector simple que va provisto de un conducto a través del cual se puede expulsar el combustible en exceso desde la cámara torbellinadora. La regulación se hace variando la presión en la línea de retorno, manteniéndose la presión de suministro en el valor necesario para un buen grado de pulverización. El inconveniente que presentan es que, cuando se recircula gran cantidad de combustible hasta la entrada de la bomba, éste puede calentarse indeseablemente.

INYECTOR DE DOS ETAPAS

En el inyector de dos etapas, Fig VIII.28, hay una tobera y una cámara común de formación de remolinos, y dos canales de entrada. Si la presión es reducida, el combustible se proporciona a través de uno de éstos, y si es elevada a través de ambos, por lo que el parámetro A disminuye y el coeficiente m aumenta.

INYECTOR DE DOS TOBERAS

En el inyector de dos toberas, Fig VIII.27, existen dos colectores de combustible alimentando a sendos orificios independientes; tenemos de hecho dos inyectores, uno de los cuales va dispuesto dentro del otro. Si la presión es reducida, la válvula está cerrada y funciona el primer inyector interior; al aumentar la presión p1, la válvula se abre y el segundo inyector se pone en funcionamiento, a la presión p*, aumentando bruscamente el suministro del combustible.

El pequeño orificio central sólo se utiliza para regímenes reducidos, mientras que en los regímenes elevados entra en acción el orificio anular que rodea al anterior. En la figura se observa un tercer anillo a través del cual pasa aire con objeto de refrigerar el inyector y evitar se formen depósitos de carbón.
A veces las dos líneas de suministro de combustible alimentan una única cámara torbellinador, con un solo orificio de salida, a través de dos grupos de lumbreras tangenciales. Esta versión se conoce como inyector de doble canal.

INYECTOR CON TORBELLINADOR

TORBELLINADOR.-Para obtener la rotación del flujo en los inyectores de algunas turbinas de gas, o en los motores cohete de combustible líquido, se emplea a
menudo, en lugar del suministro tangencial de líquido, un formador de torbellinos, torbellinador, Fig VIII.26.
La teoría del inyector centrífugo expuesta se puede aplicar a este caso, pero es necesario calcular el coeficiente A, según la ecuación:

en la que: rmed , es el radio medio de la rosca helicoidal; Sn , es el área de la sección normal del canal helicoidal; n , es el número de pasos o entradas
del tornillo; , es el ángulo del cono de salida del torbellinador En las turbinas de gas modernas se emplean con frecuencia inyectores centrífugos regulables, cuyo coeficiente de gasto o área del orificio de salida cambia automáticamente según la variación de la presión del combustible. La aplicación de estos inyectores permite ampliar los límites del consumo de combustible, siendo invariables los límites de presiones, conservando al mismo tiempo la calidad de la pulverización.
Entre los inyectores regulables más difundidos, están los de dos toberas, los de dos etapas y los de válvulas de paso. Tienen en común que todos ellos están dotados de una válvula, la cual, al aumentar la presión, abre o cierra un canal complementario aumentando, de este modo, el coeficiente de gasto o el área del orificio de salida.

INYECTOR SIMPLE

Un inyector de este tipo se esquematiza en la Fig VIII.25. El combustible se inyecta a una cámara de torbellino cónica por medio de lumbreras tangenciales
que inducen en el flujo una fuerte componente tangencial.
La cámara de torbellino no se llena totalmente de combustible sino que tiene un núcleo de vapor de combustible/ aire. Como consecuencia de la combinación de las componentes axial y tangencial de la velocidad, el combustible se encuentra aproximadamente sobre la superficie de un cono.
El ángulo de conicidad viene determinado por la relación entre las dos componentes de la velocidad.

INYECTORES CENTRÍFUGOS (V)

La influencia de la viscosidad se puede equiparar a una cierta disminución del parámetro A por lo que se puede utilizar el concepto de parámetro equivalente Aequiv de la forma:

en la que el número de Reynolds se calcula según el diámetro del orificio y la velocidad a la entrada del inyector. A partir del parámetro Aequiv se determinan el coeficiente de gasto m y el ángulo a, según la Fig VIII.24, teniendo en cuenta la viscosidad del líquido, en la que en vez de tomar A
se toma Aequiv. Cuando se tiene en cuenta la viscosidad (Aequiv < A) el coeficiente m resulta algo mayor y el ángulo a menor que sin ella.

INYECTORES CENTRÍFUGOS (IV)

El fenómeno consiste en que al aumentar A se incrementa la rotación del flujo a la salida del inyector, creciendo cada vez más la velocidad de rotación utorb, en comparación con la velocidad de entrada v1 y, por consiguiente, la intensidad del remolino en el inyector; por eso crece el diámetro del remolino, disminuyendo el área de la sección del flujo; además, una parte cada vez mayor de la energía disponible H se utiliza en generar la velocidad de rotación del combustible líquido.
Cuando A = 0 Þ R = 0, m = 1, es decir, cuando la rotación del flujo es nula, el inyector funciona como una tobera corriente. El ángulo a de pulverización del líquido del combustible, ángulo de llama del inyector, se determina teniendo en cuenta las ecuaciones anteriores. Cuando el parámetro A aumenta, el ángulo a crece, pero el coeficiente de gasto m disminuye; por eso, al construir un inyector, el parámetro A se elige de forma que asegure un ángulo de cono a la salida a bastante grande, hasta 60º, sin que el valor del coeficiente m se reduzca demasiado.
La teoría expuesta para el inyector sirve para un combustible que se comporta como un líquido ideal. Durante el paso del fluido por el inyector, la viscosidad del líquido se manifiesta de forma que el momento de la cantidad de movimiento no es constante, sino que disminuye según el líquido se va aproximando a la salida del inyector, por lo que las componentes rotatorias de la velocidad resultan menores en la sección de salida y el gasto mayor que durante el derrame de un líquido ideal, lo que a primera vista parece paradójico.

INYECTORES CENTRÍFUGOS (III)

La intensidad del remolino es desconocida, lo cual implica que el coeficiente e también lo sea; para su determinación hay que introducir una condición complementaria, que es suponer que el remolino es estable cuando sus dimensiones aseguran un gasto de combustible máximo Q para una altura de carga dada H, o que para cuando se establece un régimen de derrame para un gasto dado, se necesita una altura de carga mínima.
El valor de e correspondiente al coeficiente máximo de gasto m se obtiene diferenciando la ecuación anterior e igualándola cero, por lo que:

que permite construir la gráfica de e en función de A, Fig VIII.24, mediante la cual y la ecuación que proporciona el valor de m, se pueden calcular los valores de m para diferentes valores del parámetro A; en la gráfica se observa que el coeficiente m disminuye al aumentar el parámetro A.

INYECTORES CENTRÍFUGOS (II)

En consecuencia y dado que la resultante de la velocidad relativa del inyector V no es perpendicular a la superficie del orificio, el coeficiente de gasto del inyector es siempre bastante menor que la unidad y varía ampliamente dependiendo de la forma y de las dimensiones del inyector.
El gasto másico del inyector Q se calcula, como en cualquier orificio, en la forma:

INYECTORES CENTRÍFUGOS (I)

Aunque cada vez se presta más atención a los sistemas vaporizadores, en la mayoría de las cámaras de combustión se emplean sistemas de inyección de combustible de alta presión, en los que el combustible se inyecta a través de un orificio de pequeño diámetro, dando lugar a una pulverización de finas gotas, en forma de cono, en el seno de la zona de aire comprimido. Conviene señalar que cuando se utilizan sistemas vaporizadores, es necesario disponer de un quemador auxiliar para iniciar la combustión.
El inyector es una boquilla especial que pulveriza un chorro de combustible al exterior, disgregándole en gotas finísimas. Los inyectores centrífugos o de remolino pulverizan el combustible en las cámaras de combustión en las turbinas de gas de aviación, así como en los motores cohete de combustible
líquido. El principio del funcionamiento del inyector centrífugo consiste en comunicar al combustible un movimiento de rotación y un estrechamiento, Fig
VIII.22. El momento de la cantidad de movimiento debido al suministro tangencial del combustible permanece, aproximadamente, constante durante
su paso en el interior del inyector, por lo que, mientras el flujo se va estrechando, la componente rotatoria de la velocidad utorb aumenta considerablemente,
surgiendo potentes fuerzas centrífugas que presionan al combustible contra las paredes, formando una capa fina que al salir del inyector, se disgrega en gotas pequeñísimas.
A lo largo del eje del inyector se forma un torbellino gaseoso con una presión superficial que, a la salida, se aproxima a la reinante en la cámara de combustión. El flujo del líquido no llena totalmente el orificio de salida del inyector de diámetro (2 r0) ya que el flujo tiene una sección transversal anular, cuya parte central está ocupada por un remolino gaseoso de diámetro (2 rtorb) por lo que aparece un coeficiente de contracción e que para el inyector es generalmente mucho menor que la unidad.

ESTABILIDAD DE LA COMBUSTIÓN (II)

Para cualquier cámara de combustión existe un límite de mezcla pobre más allá del cual la llama resulta inestable. Se suele tomar como límite la relación aire-combustible a la que la llama se apaga, si bien la inestabilidad se presenta, generalmente, antes de que se alcance dicho límite. Esto se pone de manifiesto por un funcionamiento duro, que origina vibraciones aerodinámicas que acortan la vida de la cámara y ocasionan vibraciones en los álabes de la turbina.
En la Fig VIII.21 se ha representado la curva de estabilidad, representando en ordenadas la relación aire-combustible y en abscisas el gasto de aire, que es el cociente entre la relación estequiométrica y la relación aire-combustible: Gasto de aire= 1/riqueza.
Para que una cámara de combustión resulte adecuada para una cierta función, su margen operativo que viene definido por la curva de estabilidad, debe cubrir el margen de relaciones aire-combustible, y de los gastos másicos requeridos por la turbina. También es preciso comprobar situaciones límite, como las que se presentan en las aceleraciones y deceleraciones; en una aceleración se produce un rápido aumento del gasto de combustible inyectado, mientras que el gasto de aire no alcanza su nuevo régimen, por lo que transitoriamente bajará la relación aire/combustible, mezcla rica. Mediante un dispositivo que lleva el sistema
de regulación se limita el aumento del gasto de combustible a fin de que la llama no se apague.
Otro factor a tener en cuenta es que la curva de estabilidad depende de la presión en el interior de la cámara, estrechándose los límites de estabilidad al decrecer la presión debido a la consiguiente disminución de la velocidad de la combustión.
Por lo tanto, para las turbinas de gas de aviación conviene comprobar que, para la máxima altura de vuelo, los límites sean suficientemente amplios. Si los límites de estabilidad son demasiado estrechos habrá que intensificar la recirculación en la zona primaria.