Resumen-cámaras de Combustión
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CÁMARAS DE COMBUSTIÓN Cámaras separadas es habitual encontrarlas con compresor centrífugo. Cámaras anulares con compresor axial. Menos pérdida de carga, pero de difícil distribución de temperaturas a la salida y complicadas para desmontar. Utilizan el aire como comburente. El Nox se produce debido a las altas presiones y altas temperaturas. Las temps. de combustión están en el orden de los 2000ºC. Las temps habituales de entrada a turbinas oscilan entre 900 y 1300ºC La relación esteq. en la formación de la llama es de aprox. 15KgAire / Kg. Comb Luego se agrega aire secundario en proporción de aprox. 25 . KgAire / Kg. Comb pasando luego por valores cercanos a 60, llegando sobre el final a relaciones de 100 KgAire / Kg. Comb y a veces mas. Dentro de la máquina el peso total del aire que evoluciona por la misma se distribuye aproximadamente: 15% aire primario 30% aire secundario . 55% aire terciario . Las velocidades del aire a la descarga del comp. suele ser de 150 m/seg. En la cámara entre 40 y 60 m/seg. En la zona de la llama para asegurar su estabilidad se suele trabajar con relaciones cercanas a la estequiométrica. El rendimiento teórico de la combustión suele rondar el 97% en condiciones de diseño en la práctica no debe ser inferior al 95%. El enfriamiento localizado de la llama por defectos de turbulencia baja el rendimiento. Rendim. Combustión = Calor producido / P.C.Inf. combustible. Con referencia a la caída de presión por rozamiento y turbulencias en las cámaras usualmente se admite en las de aviación hasta un 10% debido a las limitaciones de los espacios disponibles y en las industriales un 4%. El diseño de las aeronáuticas debe soportar variaciones de flujo y de temperaturas importantes sin inestabilizarse. Mezclas ricas, combustión fría, baja vel. propagación. Mezclas esteq. alta temp., alta vel. propagación. Mezclas pobres, combustión fría, baja vel de propagación.
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explicación de la camara de combustion de una turbina de gas
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CMARAS DE COMBUSTIN
CMARAS DE COMBUSTIN
Cmaras separadas es habitual encontrarlas con compresor centrfugo.
Cmaras anulares con compresor axial. Menos prdida de carga, pero de difcil distribucin de temperaturas a la salida y complicadas para desmontar.
Utilizan el aire como comburente.
El Nox se produce debido a las altas presiones y altas temperaturas.
Las temps. de combustin estn en el orden de los 2000C.
Las temps habituales de entrada a turbinas oscilan entre 900 y 1300C
La relacin esteq. en la formacin de la llama es de aprox. 15KgAire / Kg. Comb
Luego se agrega aire secundario en proporcin de aprox. 25 . KgAire / Kg. Comb pasando luego por valores cercanos a 60, llegando sobre el final a relaciones de 100 KgAire / Kg. Comb y a veces mas.
Dentro de la mquina el peso total del aire que evoluciona por la misma se distribuye aproximadamente:
15% aire primario
30% aire secundario.
55% aire terciario.
Las velocidades del aire a la descarga del comp. suele ser de 150 m/seg. En la cmara entre 40 y 60 m/seg.
En la zona de la llama para asegurar su estabilidad se suele trabajar con relaciones cercanas a la estequiomtrica.
El rendimiento terico de la combustin suele rondar el 97% en condiciones de diseo en la prctica no debe ser inferior al 95%.
El enfriamiento localizado de la llama por defectos de turbulencia baja el rendimiento.
Rendim. Combustin = Calor producido / P.C.Inf. combustible.
Con referencia a la cada de presin por rozamiento y turbulencias en las cmaras usualmente se admite en las de aviacin hasta un 10% debido a las limitaciones de los espacios disponibles y en las industriales un 4%.
El diseo de las aeronuticas debe soportar variaciones de flujo y de temperaturas importantes sin inestabilizarse.
Mezclas ricas, combustin fra, baja vel. propagacin.
Mezclas esteq. alta temp., alta vel. propagacin.
Mezclas pobres, combustin fra, baja vel de propagacin.
Valores de diseo relaciones cercanas a 60/1.
Las cmaras deben ser inspeccionadas segn las recomendaciones del fabricante y la forma operativa y el tipo de combustible empleado.
Usualmente se utilizan boroscopios.
Preventivamente conviene realizar inspecciones a las 4000 hs pudiendo llegarse a las 10.000 hs.
En casos especiales se suele inyectar agua destilada para moderar la temperatura de la combustin y minimizar el Nox.
La turbulencia debe ser siempre promovida para asegurar la mezcla, la dilucin y que la temperatura de salida de los gases hacia la turbina sea muy uniforme.
Los tipos ms usuales son anulares y las individuales.
Intensidad de combustin.
Indica la carga trmica de la cmara.
I = Q / V x P Q es flujo calrico, V vol. Cmara, P presin de combustin.
En aviacin se usan valores entre 20000 y 50000 Kw /M3. atm.
En la industria 5000 Kw/M3.atm.
