RENDIMIENTO DE UNA CÁMARA DE COMBUSTIÓN (II)

Si se resta a ambos miembros de la ecuación anterior el valor,

RENDIMIENTO DE UNA CÁMARA DE COMBUSTIÓN (I)

El balance térmico en la cámara de combustión de una turbina de gas se puede poner en la forma:

i2 es la entalpía de entrada del aire en la cámara de combustión i2c es la entalpía de entrada del combustible en la cámara de combustión i3 es la entalpía de entrada de los productos de la combustión en la turbina Gaire, Gcomb y Ggases son el número de kg de aire, kg de combustible y kg de gases de la combustión.

Pérdidas térmicas (II)

En el proceso de aportar calor a un gas que circula por un conducto de sección constante en ausencia de rozamientos, como se desprende del estudio de la curva de Rayleigh del flujo compresible unidimensional, el estado final del proceso 3 se encuentra sobre la curva de Rayleigh que pasa por el estado inicial 2 del proceso, Fig IX.2. Esto es lo que sucede en una cámara de combustión en la que se tiene un flujo subsónico y por ello los puntos 2 y 3 se encuentran sobre la rama superior de la curva de Rayleigh.
Cuando se trata de un aporte de calor, tanto si el flujo es subsónico como supersónico, la presión disminuye.

En la Fig IX.4 se han representado estas pérdidas en función del grado de calentamiento para distintos valores del número de Mach a la entrada en la cámara de combustión. La línea de trazos representa el límite para el cual el nº de Mach a la salida alcanza un valor igual a la unidad.
La pérdida de presión total en la cámara de combustión de una turbina de gas industrial, puede llegar a ser del orden de un 2% de la presión de entrada, mientras que en la de una turbina de gas de aviación está entre el 4% y el 7%. Este valor llega a ser incluso superior a un 17% en las cámaras de postcombustión
de los turborreactores.

Pérdidas térmicas (I)

Son debidas al hecho de que siempre que se aporta energía térmica a un fluido que circula a través de un conducto, aunque no exista fricción, se produce un aumento de su volumen específico y una pérdida de presión.
Cuando se aporta calor a un gas que circula a velocidad constante por un conducto, sin fricción, éste tiene que ser divergente por la ecuación de continuidad, ya que al calentarse el gas su volumen específico aumenta, al tiempo que disminuye la presión.

Representación de la pérdida de carga durante la combustión, en el diagrama (T-s) (II)

Todo ello equivale a una disminución del rendimiento de la turbina, de forma que el nuevo rendimiento se puede poner en la forma:

Representación de la pérdida de carga durante la combustión, en el diagrama (T-s) (I)

En la transformación (2’ 3) la transmisión de calor va acompañada de una pérdida de presión Dp2, disminuyendo la energía Q1 transmitida al gas, que se corresponde con un incremento de entropía (sba = s33’); estas pérdidas de carga durante la combustión vienen representadas por el área (33'ab), igual al área (2’3’nm), Fig IX.1.

Las pérdidas térmicas en la cámara de combustión se recuperan parcialmente en la turbina por cuanto el trabajo de rozamiento de los gases se transforma en calor que aumenta su entalpía en la expansión, y el área del ciclo aumenta por pasar del punto 3 al 3'; estas pérdidas vienen dadas por el área (m2’3’n) ó el (33’ab).

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.