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Ciclo Joule Brayton

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Luigee Calle Oré

on 4 March 2013

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Transcript of Ciclo Joule Brayton

Ciclo Joule Brayton Historia Ciclo
Joule Brayton Ciclo
abierto Ciclo
cerrado Eficiencia y Trabajo
del ciclo
Joule Brayton Análisis teórico
del
Ciclo Brayton 1750 1800 1850 1900 1950 2000 El ciclo Brayton aparece por primera vez, con una máquina de gas del inventor inglés John Barber, en 1791. 1775 1780 1785 1790 1795 Incapaz de alcanzar siquiera las 2 atmósferas de presión
Con elevadísimas pérdidas de calor
Con complicaciones al emplear aire en vez de vapor de agua Hicieron que el motor fracasara frente a la maquina de vapor de James Watt. Por lo que cayo al olvido 1825 1830 1835 1840 1845 En la década de 1840 el físico británico James Prescott Joule planteó de manera teórica y formal, por primera vez, el ciclo Brayton. Su trabajo se limitó al ámbito teórico y termodinámico En 1872 George Brayton patentó su Ready Motor. En su patente, basada en un motor de pistones de flujo discontinuo. 1865 1870 1875 El motor presentaba una severa problemática, al no poder garantizar a la perfección la constancia de la presión en la etapa de calentamiento del aire comprimido. Esquema del funcionamiento El gas es presurizado
y enviado a la
eserva A, El gas se mueve
a travez del tunel B Se produce la
combustion del gas Se produce trabajo mecanico util debido al movmiento del piston Valvula ajustada a la celda de combustible, regula relacion aire/combustible. En 1927 el ingeniero inglés Frank Whittle patento la idea de la aplicación de una turbina de gas basada en el ciclo Brayton a la propulsión aérea y se a propuso a la fuerza aérea inglesa . 1925 1930 1935 2005 2010 Hoy en día ... El aire ingresa al compresor rotativo (1), que lo envía a mayor presión a la o las cámaras de combustión (2) donde se quema combustible suministrado de forma constante. Los gases quemados pasan a través de los alabes de la turbina (3) convirtiendo su energía cinética en trabajo de rotación del eje al producirse la variación de su cantidad de movimiento (4). Principios del funcionamiento del ciclo Brayton Diagramas correspondientes (ideales) Proceso 1-2: La sustancia de trabajo es el aire ideal Compresión Isoentrópica del aire que se realiza en el compresor Proceso 2-3: Representa el proceso de combustión a presión constante donde se produce el aporte de calor (Q suministrado) del medio al sistema debido a la oxidación del combustible inyectado en el punto 2 Proceso 3-4: Representa la expansión isoentrópica de los gases de
combustión que se desarrolla en la turbina. Proceso 4-1: Enfriamiento del aire a presión constante Trabajo teórico realizado por la turbina trabajo teorico= h3-h4 Trabajo teórico absorbido por el compresor trabajo teorico absorvido por el compresor = h2-h1 Trabajo útil teórico entregado por la turbina El compresor axial absorbe, aproximadamente el 70 %, quedando solamente el 30 % disponible como trabajo útil. Las turbinas y los compresores reales no son isentrópicos. Para los ciclos de aire estándar, la eficiencia de cada componente se incluye fácilmente en los análisis. El compresor y la turbina reales tienen misma presión de salida que los aparatos isentrópicos correspondientes

Como se habrá observado la turbina y el compresor poseen el mismo eje lo cual implica que el compresor para su funcionamiento consume una parte del trabajo total producido por la turbina. Esta es la expresión general del rendimiento de una máquina térmica. Para un valor típico de 8 esta eficiencia es del 44.8%. Como caso concreto, consideraremos una central eléctrica de turbina de gas que opera en un ciclo Brayton ideal y tiene una relación de presión de 8. La temperatura del gas es de 300 K en la entrada del compresor y de 1300 K en la entrada de la turbina. Determinaremos la temperatura del gas a la salida del compresor y de la turbina, y la eficiencia de esta turbina. Rendimiento termico real de la turbina de gas 1.La compresión no es isoentrópica
2.La expansión no es isoentrópica
3.En todo el sistema se producen pérdidas de presión
4.El proceso de la combustión es incompleto, por lo cual no toda la energía química contenida en el combustible es liberada en ella como energía calórica, debido a la presencia de inquemados.
5.Existen pérdidas por radiación y convección a través de todo el cuerpo de la máquina.
6.Existen pérdidas de energía cinética a través de los gases de escape la cual no se utiliza en las máquinas industriales. Variaciones del rendimiento segun temperaturas de funcionamiento Ltt = Trabajo teórico de la turbina Ltc = Trabajo teórico del compresor Ltm = Ltt – Ltc = Trabajo útil teórico de la máquina Desarrollo de ecuaciones: Lrm = Lrt – Lrc = Trabajo útil real de la máquina (2) el trabajo útil real de la máquina (Lrm) está dado por la diferencia entre el trabajo real de la turbina (Lrt) y el trabajo real del compresor (Lrc) Rendimiento real de la turbina El rendimiento real del compresor ηc está dado por el cociente entre los trabajos teórico y real Rendimiento real del compresor Asi nos quedaria, el trabajo real de la maquina: El rendimiento real o efectivo ηe de la máquina considerada como conjunto
compresor-turbina está dado por: El cociente Ltc / Ltt es la relación de los trabajos teóricos del compresor y de la turbina. Se lo indica mediante un coeficiente K que depende de la construcción de la máquina: Esta ecuación nos permite trazar las curvas de rendimiento reales de una máquina ciclo BRAYTON siendo: Pudiendose expresar la ec. (3) como: y es la relación de calores específicos. Intercambio de calor En el ciclo cerrado, no se intercambia calor en los procesos adiabáticos 1-2 y 3-4, por definición. Sí se intercambia en los dos procesos isobáricos.

En la combustión 2-3, una cierta cantidad de calor Qc (procedente de la energía interna del combustible) se transfiere al aire. Dado que el proceso sucede a presión constante, el calor coincide con el aumento de la entalpía




El subíndice "c" viene de que este calor se intercambia con un supuesto foco caliente.

En la expulsión de los gases 1-4 el aire sale a una temperatura mayor que a la entrada, liberando un calor | Qf | al ambiente. En el modelo de sistema cerrado, modelamos esto como que el calor | Qf | es liberado en el proceso 1-4, por enfriamiento.




El subíndice "f" viene de que este calor se cede a un foco frío, que es el ambiente. Eficiencia En
función
del calor En
función
de las temperaturas En
función de la
relación de presiones Sustituyendo las expresiones del calor que entra en el sistema, | Qc | , y el que sale de él, | Qf |.
Vemos que el rendimiento no depende de la cantidad de aire que haya en la cámara, ya que n se cancela. También que 1-2 y 3-4 son adiabáticos,(suponiéndolos reversibles) Con = 1.4 la relación entre las capacidades caloríficas a presión constante y a volumen constante. Sustituyendo aquí la ecuación de los gases ideales V = nRT / p nos quedan las relaciones entre presiones y temperaturas Sustituyendo la igualdad de presiones Dividiendo la segunda por la primera Restando la unidad a cada miembro Intercambiando el denominador del primer miembro, con el numerador del último la eficiencia depende solamente de la temperatura al inicio y al final del proceso de compresión Obtenemos finalmente el rendimiento Se sabe que 2-3 y 4-1 son procesos isobáricos: Aplicando la relación de Poisson podemos expresar el rendimiento como con r = pB / VA La eficiencia teórica de un ciclo Brayton depende de la relación de presiones. Ejemplo Esto quiere decir que más de la mitad del calor que entra en el ciclo ideal es disipada al exterior y solo un 45% es aprovechado como trabajo. En una turbina real la eficiencia es aun más baja. b) Temperaturas:
Empleando la ley de Poisson Calculando la temperatura a la salida de la turbina a) Eficiencia Trabajo Los cuatro procesos del ciclo Brayton se ejecutan en dispositivos de flujo permanente. Si se ignoran los cambios en la energía potencial y cinética, la ecuación por Primera Ley Por lo tanto, la transferencia de calor hacia y del flujo de trabajo es En este caso la eficiencia del ciclo Brayton ideal la podemos escribir como Si se sustituyen estas relaciones en la ecuación de la eficiencia es fácil mostrar que donde Si consideramos la razón de temperatura a través del compresor podemos escribir la eficiencia de manera simple como los procesos 1-2 y 3-4 son isoentrópicos y 2-3 y 4-1 son isobáricas Por lo tanto se tiene: Efecto de las eficiencias reales de la turbina y el compresor En la compresión de la mezcla 1-2, se realiza un trabajo positivo sobre el gas. En la combustión el gas se expande a presión constante, por lo que el trabajo es igual a la presión por el incremento de volumen. Este trabajo es negativo. En la expansión 3-4 es el aire el que realiza trabajo sobre el pistón. este trabajo es negativo. En el enfriamiento en el exterior tenemos una compresión a presión constante: El trabajo neto realizado sobre el gas es la suma de los cuatro términos Aplicando la ley de Mayer este trabajo se puede expresar como Por tratarse de un proceso cíclico, la variación de la energía interna es nula al finalizar el ciclo. Esto implica que el calor neto introducido en el sistema es igual al trabajo neto realizado por este. La eficiencia se define, como “lo que sacamos dividido por lo que nos cuesta”. En este caso, lo que sacamos es el trabajo neto útil, | W | . Lo que nos cuesta es el calor Qc, que introducimos en la combustión. No podemos restarle el calor | Qf | ya que ese calor se cede al ambiente y no es reutilizado: Sustituyendo el trabajo como diferencia de calores Aplicando la ecuación de los gases ideales y que pB = pC. Mejoras
para el
rendimiento Ciclo Brayton con enfriamiento
intermedio Ciclo Brayton con calentamiento
intermedio Ciclo Brayton
con regeneracion Se puede aumentar el rendimiento del ciclo empleando parte del calor perdido que se llevan los gases de escape de la turbina, para precalentar el aire a la salida del compresor, antes de su entrada a la cámara de combustión, lo que permite gastar menos combustible para llegar a la misma temperatura de ingreso a la máquina. Abierto Cerrado Regeneradores En la fabricación se sigue hoy en día dos direcciones: INTERCAMBIADOR FIJO INTERCAMBIADOR ROTATORIO
(regenerativo) Constituido por una matriz rotativa, formada generalmente por haces de laminillas o hilos delgados o materiales cerámicos. Durante la rotación, esta pasa continuamente del gas caliente al gas frío, cediendo al segundo el calor recibido del primero. Similar a los radiadores normales, en el las dos corrientes, caliente y fría, están separadas por paredes conductoras a través de las cuales se produce directamente el paso de calor. El empleo de regeneradores presenta tres inconvenientes:
a) Gran superficie de intercambio de calor.
b) Dificultad para la limpieza de la misma.
c) Aumento de la resistencia al paso de los gases de escape. Balance energetico: La variación de temperatura que sufre el aire y los gases de escape en función de la superficie de intercambio de calor del regenerador, para el caso ideal (η = 100%) y para el caso real (η< 100%) Donde: Ciclo Brayton regeneraticvo ideal Ciclo Brayton ideal en multiples etapas Se caracterizan por tener múltiples etapas de compresión y expansión.
El objetivo de emplear estas múltiples etapas es el aumentar la eficiencia del ciclo, pero el límite económico, en la práctica, es de dos o de tres etapas.
La pérdida también tendría lugar en cualquier unidad real empleada en este ciclo. Ciclo Mixto Gas- Vapor Se sabe que la temperatura de los productos de combustión en un ciclo Joule-Brayton es alta al salir de la turbina, de manera que puede ser aprovechada dicha temperatura para producir vapor de agua al hacerlos pasar por un intercambiador de calor y tal vapor emplearlo para el funcionamiento de una planta a vapor.

Es una planta con turbina a gas, una de las desventajas es que ha gran parte del calor entregado no se emplea para producir trabajo, pues los gases de escape salen muy caliente .Esta es una de las razones del porque un ciclo mixto gas-vapor tiene mayor eficiencia que la de cualquiera de ellos en forma independiente. CICLO BRAYTON
IDEAL PARA
MOTORES AERONÁUTICOS 0-1: El aire al atravesar el difusor aumenta su presión de po hasta p1 reduciendo su velocidad, esa subida de presion se conoce con el nombre de “efecto de ariete “

1-2: Ocurre con la compresión del aire (proceso adiabático)

2-3: Se aumenta la temperatura del gas comprimido ,después de ocurrir la combustión en la cámara (a presión constante )

3-4: Los gases producidos por la combustión se expanden (proceso adiabático).

4-5: los gases atraviesan la tobera aumentando su velocidad en sentido opuesto al movimiento del motor , impulsando la nave a moverse. Para comparar un ciclo real para motores aeronáuticos, se deberá evaluar las eficiencias del difusor, compresor, turbina y tobera.
 
COMENTARIO
Se observa en los esquemas anteriores que la unidad no produce trabajo neto, esa es la explicación del porque todo el trabajo realizado por la turbina es aprovechado solo para mover el compresor entonces se cumplirá . Turbina
a
Gas 2.Turbinas a gas multi etapas (varios estadios móviles). Dos turbinas a gas, una de ellas está dispuesta para mover el compresor axial y la otra para accionar la carga. Existen diferentes criterios de clasificacion para las turbinas de gas Se pueden clasificar en: 1.Turbinas a gas de acción 2.Turbinas a gas de reacción La caída de presión se produce en las toberas que están ubicadas antes del/los estadios móviles y fijos de la misma.
De esta manera se produce una transformación de energía de presión a energía cinética en los gases.
La presión de los gases dentro de la turbina, estadios móviles y fijos, permanece constante. Los alabes se realizan de aceros inoxidables, aleaciones de cromo-hierro, con las curvaturas de diseño según los ángulos de salida de vapor y las velocidades necesarias. Son criticas las últimas etapas por la posibilidad de existencia de partículas de agua que erosionarían a los alabes. Por ello se fija una cinta de metal satélite soldado con soldadura de plata en el borde de ataque de cada alabe para retardar la erosión El rotor de una turbina de acción es de acero fundido con ciertas cantidades de Níquel o cromo para darle tenacidad al rotor, y es de diámetro aproximadamente uniforme. Normalmente las ruedas donde se colocan los alabes se acoplan en caliente al rotor. También se pueden fabricar haciendo de una sola pieza forjada al rotor, maquinando las ranuras necesarias para colocar los alabes. En las turbinas de reacción, en cambio, la caída de presión de los gases de combustión se produce tanto en las toberas, como en los estadios móviles y fijos que componen la misma. La presión de los gases dentro de la turbina, estadios móviles y fijos, va disminuyendo. Se pueden clasificar según el numero de ejes de la turbina: 1.Turbinas a gas de un solo eje 2.Turbinas a gas de dos ejes Se pueden clasificar según el numero de estadios móviles: 1.Turbinas a gas mono etapa (un solo estadio móvil). Componentes
de la
turbina Compresor
de aire Los compresores utilizados en las turbinas a gas son del tipo giratorio, pudiendo ser: a) Compresores centrífugos

b) Compresores axiales En el compresor axial el flujo de aire es axial, o sea paralelo al eje del mismo.
Los elementos principales son el rotor G y el difusor D.
Están formados por una corona de alabes radiales que tienen un perfil alar. Los alabes del rotor están fijados a un disco o tambor rotatorio, mientras que los del difusor generalmente están fijados a la carcasa exterior El compresor axial ofrece frente al centrífugo un rendimiento más alto y una menor área frontal Sistema de Combustion El sistema de combustión provisto en las turbinas a gas pueden ser de tres tipos: a) Turbinas a gas monocámara.
b) Turbinas a gas multicámaras.
c) Turbina a gas con cámara anular. MONOCAMARA:
La cámara se ubica en posición perpendicular al eje de la máquina.
MULTICAMARA:
En el caso de las turbinas multicámaras, diseño General Electric (GE), las cámaras se ubican en forma concéntricas (paralelas) al eje de la máquina.
En la cámara de combustión se produce la oxidación del combustible desarrollándose muy altas temperaturas, por arriba de los 2000°K.
CAMARA ANULAR:
Estas cámaras tienen por ventaja principal ocupar el menos espacio posible. Tienen por eje el del motor y hay una llama general en toda la cámara. Entre las funciones esenciales que debe obtenerse en la cámara de combustión podemos mencionar:
a) Estabilizar la llama dentro de una corriente de gases que se encuentran a alta velocidad, de manera que ésta se mantenga estable.
b) Asegurar una corriente de gases continua hacia la turbina
c) Mantener una temperatura constante de los gases de combustión que ingresan a la misma.
d) Lograr la máxima eficiencia de combustión, es decir producir la menor cantidad de inquemados: CO; CH y MP (material particulado u hollín)
e) La caída de presión dentro de la cámara debe ser la menor posible a fin de minimizar las caídas de presión entre el compresor axial y la turbina. Turbina La turbina, según la incidencia del flujo de los gases de la combustión, puede ser del tipo:
• Axial.
• Radial. Las turbinas axiales pueden dividirse en dos grupos:
a)Turbinas axiales de acción.
b)Turbinas axiales de reacción. La caída térmica producida en una etapa está ligada a la velocidad del gas por la relación: Los gases entran al distribuidor con una velocidad v_1 y una inclinación α_1, saliendo con una velocidad v_2 y una inclinación α_2. A la entrada del rotor, la velocidad relativa w_2 y el ángulo β_2 resultan de la diferencia de los vectores correspondientes a v_2 y C (velocidad tangencial del motor). A través del rotor se tiene una nueva desviación que hace variar el ángulo relativo de beta2 a beta3 y la velocidad de w_2 a w_3. Sumando vectorialmente C y w_3, se obtiene la velocidad absoluta de salida v_3 y la dirección de los gases α_3.
La caída térmica producida en una etapa está ligada a la velocidad del gas por la relación: Tobera La tobera de escape se agrega a continuación de la turbina, para cumplir con dos funciones fundamentales, enderezar y colectar el flujo caliente que sale de la turbina y aumentar la velocidad de este flujo antes de que entren al llamado tubo de chorro que es el que da terminación a la sección de salida o escape TOBERA CONVERGENTE La velocidad de los gases en el interior de este tipo de tobera se mantiene siempre subsónica, si superase match 1, si bien puede aproximarse, las pérdidas de rendimiento son muy elevadas TOBERA CONVERGENTE-DIVERGENTE Cuando las relaciones de presión a lo largo de la tobera de escape sea lo suficientemente alta para poder producir velocidades del gas que superen match 1, en el interior de la tobera puede obtenerse un mayor empuje si se dispone de una tobera convergente-divergente Sistema
de refrigeracion El rendimiento térmico y la potencia de la turbina a gas están fuertemente influenciados por:
a) La relación de compresión.
b) La temperatura de los gases de combustión al ingreso a la turbina.

Dado que los aceros súper refractarios empiezan a fundir a aproximadamente a los 2.200 ºF, las partes calientes de la máquina deben ser refrigeradas, usando para tal propósito gran parte del aire del compresor axial. El aire extraído del compresor es utilizado para refrigerar, entre otros componentes calientes, los estadios de toberas fijas y las ruedas de alabes móviles Los álabes son huecos y el aire ingresa al interior de los mismos produciendo la refrigeración del material. Luego el aire sale por los orificios ubicados en el borde de salida de los álabes y se integra a la corriente de gases Aplicaciones
y
Objetivos Cuando se emplean en propulsión de aviones, la turbina de gas produce la potencia suficiente para accionar el compresor y a un pequeño generador que alimenta el equipo auxiliar. Los gases de escape de alta velocidad son los responsables de producir el empuje necesario para accionar la aeronave En aviones Con todo, los diseñadores de aeronaves civiles querían beneficiarse de la alta potencia y bajo mantenimiento que ofrece un motor de turbina de gas. Así nació la idea de acoplar un motor de turbina a una hélice tradicional. Estos motores no basan su ciclo operativo en la producción del empuje directamente del chorro de gases que circula a través de la turbina, sino que la potencia que producen se emplea en su totalidad para mover la hélice, y es esta la genera el empuje para propulsar la aeronave.
Turbohélice , los turbohélice disponen de una caja de engranajes para reducir la velocidad del eje y que las puntas de la hélice no alcancen velocidades supersónicas. A menudo la turbina que mueve la hélice está separada del resto de componentes rotativos para que sean libres de girar a su óptima velocidad propia (se conocen como motores de turbina libre). Turboeje Un motor turboeje es un motor de turbina de gas que entrega su potencia a través de un eje. Estos motores son utilizados principalmente en helicópteros y en unidades de energía auxiliar. El turboeje es muy similar al turbohélice Turborreactor Un turborreactor es un tipo de motor de turbina de gas desarrollado originalmente para aviones de combate durante la Segunda Guerra Mundial en el que los gases generados por la turbina, al ser expelidos, aportan la mayor parte del empuje del motor. El turborreactor es el más simple de todos los motores de turbina de gas para aviación. Generalmente se divide en zonas de componentes principales que van a lo largo del motor, desde la entrada hasta la salida del aire Turbofán En el motor turbofán (turbosoplante o turboventilador) los gases generados por la turbina son empleados mayoritariamente en accionar un ventilador (fan) situado en la parte frontal del sistema que produce la mayor parte del empuje, dejando para el chorro de gases de escape solo una parte del trabajo (aproximadamente el 30%). Cohete Pocos aviones utilizaron motores cohete como principal medio de propulsión. Los motores cohete ofrecen mucho empuje pero poca autonomía y no son usados como propulsores de aviones porque su eficiencia es bastante pobre, excepto a altas velocidades. En generación de energía eléctrica Las turbinas de gas también se utilizan como centrales estacionarias que producen energía eléctrica Ésta se genera mediante centrales eléctricas de vapor. Las centrales eléctricas de turbina de gas son empleadas por la industria de generación eléctrica en emergencias y durante períodos picos gracias a su bajo costo y rápido tiempo de respuesta. Las turbinas de gas también se utilizan con las centrales eléctricas de vapor En estas plantas, los gases de escape de las turbinas de gas sirven como la fuente de calor para el vapor. El ciclo de turbina de gas también puede ejecutarse como un ciclo cerrado para ser utilizado en centrales nucleoeléctricas. Esta vez el fluido de trabajo no se limita al aire., y puede emplearse un gas con características más convenientes (como el helio). Hecho por:

Tume Olivares, Ronald
Apaza Katata, Mailson
Calle Oré, Luigee xnbvdhjgbvjdgbvdhrj DZFRGTVDRTRVTRVT DRVDTVTVR
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