Turbinas a gas

CICLO BRAYTON DE
TURBINAS A GAS
En el año 1873 GEORGE BRAYTON (1830 – 1892) expuso el principio de
funcionamiento del ciclo que lleva su nombre.
Si bien se le llama ciclo termodinámico, en realidad el fluido de trabajo no realiza un
ciclo completo dado que el fluido que ingresa es aire y el que egresa son gases de
combustión, o sea en un estado diferente al que se tenia cuando se inició el
proceso, por eso se dice que es un “ciclo abierto”.
Las turbinas a gas son máquinas térmicas rotativas de combustión interna a flujo
continuo cuyo esquema se representa en la siguiente figura.

COMPRESOR DE LA TURBINA
A GAS
Compresor Centrífugo Compresor Axial
Se encarga de comprimir el aire, antes de introducirlo en la cámara de
combustión. El empuje aumenta cuanto mayor es la compresión (mayor ratio de
compresión).

VENTAJAS Y DESVENTAJAS
COMPRESOR CENTRIFUGO
Las ventajas:
 Barato y fácil de construir
 Más robusto (menos susceptible al FOD, pérdida
del compresor y surge1).
 Eficiente para aplicaciones pequeñas (pequeños
reactores, turbo-hélice).
 Es más pequeño y pesa menos.
Las desventajas:
 Sección frontal elevada.
 RC bajos.
COMPRESOR AXIAL
Las ventajas:
 Mayor gasto másico (G). Por tanto, mayor
empuje.
 Mayor relación potencia/peso.
 Mayores RC.
 Mayor eficiencia (80-90% comparado con el 75-
80% de los centrífugos). x
Las desventajas:
 Gran complejidad.
 Elevado coste.
 Más susceptible a FOD, pérdida de compresor y

ÁLABES GUÍAS DE INGRESO
(IGV)El aire al entrar en la primera
etapa del compresor es
orientado por los álabes guías
de entrada de manera que fluya
en la dirección correcta para ser
recogido por los álabes de rotor.
Los álabes guías de entrada son
similares a los álabes de
estator, pero están diseñados
para tener un efecto mínimo
sobre la velocidad o presión del
aire que entra.
En la mayoría de los motores los
álabes guías de entrada son
fijos, pero en algunos estos son
variables y pueden ajustar su
ángulo automáticamente para
minimizar la posibilidad de

PRINCIPALES AVERIAS EN
COMPRESORES
× Suciedad (fouling).
× Congelación de agua en las
primeras filas de álabes fijos
(Icing).
× Compressor surge.
× Entrada de un objeto extraño
(FOD) o rotura de elemento
interno (DOD).
× Fracturas en álabes (cracking).
× Roces entre álabes móviles y
estator (rubbing)

CÁMARA DE COMBUSTIÓN
El objetivo de la cámara de
combustión es contener la
mezcla de aire – combustible y
extraer el máximo poder
calorífico con una presión
constante.
La energía necesaria para hacer
funcionar el motor se extrae del
combustible mediante un
proceso termodinámico de
combustión que tiene lugar en la
cámara de combustión. La
energía calorífica que se
produce en este proceso es
comunicada al flujo de aire (y
gases producto de la
combustión) que atraviesa el
AIRE PRIMARIO: El 20% del aire se utiliza en la
combustión, mezclado con combustible. Propósito
combustión.
AIRE SECUNDARIO: El 20% del aire entra por unos
agujeros que entran en la cámara, creando unos torbellinos
al mezclarse con el aire primario y el combustible hacen que
explosione mejor. Propósito formación de vórtices (mejorar
combustión).
AIRE TERCIARIO: El resto del aire que no entra por los
agujeros, se mezcla con el aire que sale a 2000ºC para

TIPOS DE CAMARA DE
COMBUSTION
TIPO CAN
Primeros motores de compresores axiales,
actualmente sólo se utilizan en compresores
centrífugos. Situada alrededor del eje en el hueco
entre el compresor y la turbina.
Inconvenientes
× Pérdida de masa de aire (división viene del
compresor)
× Pérdida de eficiencia de combustión porque hay
menos aire.
Tubo de salida doblada para reducir la longitud del
motor, pero por otro lado aumenta sección
transversal (anchura), se utiliza en aeronaves que
necesiten motores compactos (helicópteros).
Motores de compresor centrífugo (más grandes y
anchos, aprovechamos anchura para quitarle
longitud).

TIPO ANULAR
Se utilizan en compresores axiales, sólo un tubo y aprovecha más el espacio (más cantidad de masa
de aire). Serie de inyectores de combustible (entre 12 y 20) situados en la periferia.
Ventajas
 Espacio turbina y compresor se aprovecha al máximo, sección frontal puede ser más pequeña.
 Rendimiento más alto al estar todo dentro de la CC, la mezcla aire-combustible se mezcla mejor.
 Menores pérdidas de presión
 Mejor refrigeración gases durante la combustión.
 Longitud 75% menor que la tubular.
 El combustible no quemado se elimina y el CO (tóxico) se convierte en CO2 (no tóxico).
 Consiguen una buena refrigeración de los gases de combustión y bajas perdidas de carga
TIPOS DE CAMARA DE
COMBUSTION

CAMARA ANULAR
Inconvenientes
× Distribución de combustible
menos uniforme a pesar de
utilizar tantos inyectores
(sección más grande).
× Estructuralmente más débil:
Única lámina, más fina, el
calor (al ser mayor) la debilita
más; se puede producir
deformaciones de las
paredes por la combustión.
× Mayor tiempo y costo de
mantenimiento.
× Distribución de temperaturas
y mezcla aire/combustible es
menos uniforme que en las
CAN - ANULAR.

TIPOS DE CAMARA DE
COMBUSTION
CAN – ANULAR
Es una mezcla de la can y la anular, la parte anterior de esta cámara es idéntica al
conjunto de cámaras individuales, y termina conectando al final con un conducto
anular análogo al de la parte posterior de las cámaras anulares, que es el que se
encarga de recoger y homogeneizar antes de que entren en la turbina los gases de
combustión
producidos en cada una de las partes individuales (piezas de transición).
Se tiene aquí la misma ventaja que en el conjunto de cámaras individuales de que la
parte anterior de cada una de los tubos de llama independientes puede ser
desmontada para su mantenimiento sin necesidad de desmontar el motor.
Además cada parte similar a las cámaras individuales es más corta que era en
estas, con lo que las pérdidas de presión en ellas (una de las desventajas de las
cámaras independientes) también es menor.

CAN – ANULAR
Tampoco se tiene la
desventaja que se
presenta en los
conjuntos de cámaras
individuales de falta de
homogeneidad de
temperatura de los
gases a la salida de la
cámara cuando falla
alguno de los
inyectores, puesto que
esa homogeneidad se
consigue, incluso en
caso de que falle, en la
parte anular de la
cámara.

PARTES DE LA CÁMARA DE
COMBUSTIÓN CAN - ANULAR

Fuel Nozzle
Assembly
Combustor
Basket
Transition
Piece
"C" Ring
Flashback
Thermocouple
Preparado por
Alejandro Ayras

AVERÍAS TÍPICAS EN
CÁMARA DE COMBUSTIÓN
× Temperatura excesiva (Overfiring).
× Pulsación de llama (pulsation).
× Apagado de llama (flameout).
× Rotura en la pieza de transición.
× Rotura de las toberas de inyección de
gas.

TURBINA
El objetivo de la Turbina es pasar la energía de los gases de la
combustión, en energía mecánica para mover el compresor, y el remanente
de la energía cinética para generar energía eléctrica en el generador.
Extrae la energía de los gases calientes (potencial + cinética) y la convierte
en energía mecánica. Gracias a esta energía, la turbina incrementa la
velocidad y transmite ese movimiento al compresor y al generador.
Turbina, ciclo de expansión:
 ↑ Velocidad
 Tª disminuye
 ↑ Volumen
 Presión disminuye
Pérdidas
La media de pérdidas del motor de turbina
es del 8%. Es sistema muy eficiente. Las
pérdidas se resumen en:
× 3,5% álabes;
× 1,5% aletas de guiado;
× 2% sistema de escape.

LOS ALABES DE
LA TURBINA
ALABES
 Diseño que debe soportar gran estrés térmico.
 Refrigeración de los álabes el calor es transferido
desde la superficie del álabe al aire refrigerante
mediante métodos convectivos, o por el paso de aire
por la superficie interna a través de orificios
existentes en los álabes.
 Materiales: Aleaciones en base a Niquel. Pequeños
contenidos de cromo mejoran mucho su resistencia a
la corrosión.
 Se utilizan álabes monocristalinos para evitar
problemas de bordes de granos, que por las
condiciones de operación generan problemas de

AVERÍAS TÍPICAS EN LA
TURBINA
× Rotura de álabes.
× Fisuras en álabes.
× FOD y DOD.
× Temperatura excesiva
(Overfiring).
× Pérdida de material cerámico
(TBC Expalation).

TURBINA A GAS
SIEMENS SGT6
5000F (4)

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