Funcionamiento y características constructivas de las cámaras de combustión en turbinas de gas

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Las cámaras de combustión de las turbinas de gas se utilizan para elevar la entalpía del gas que va a expansionarse en la turbina. El comburente es el aire comprimido procedente del compresor mientras que el combustible puede ser líquido o gas.

Funcionamiento

La cámara de combustión de una turbina de gas debe asegurar que la mezcla de combustible y aire sea la correcta además de crear una combustión estable y continua. Independientemente del tipo de cámara de combustión las condiciones anteriores deben cumplirse. Por ello en cualquier cámara de combustión se pueden distinguir tres zonas: la zona de recirculación, la zona de combustión y la zona de dilución. Existen distintos tipos de cámara de combustión para las turbinas de gas que varían en función de su aplicación, en la imagen se muestra una cámara de combustión de tipo tuboanular. 

camara de combustion

En la zona de recirculación el combustible debe evaporarse quemarse parcialmente ya mezclado con el aire y preparase para sufrir una combustión rápida. En la zona de combustión el combustible se quema aumentando la entalpía del gas. En la tercera zona o zona de dilución el combustible debería haberse quemado totalmente y el gas caliente debería mezclarse de nuevo con aire salido del compresor. El gas saliente de la cámara de combustión debe entrar en la turbina con unas condiciones de velocidad y temperatura determinadas, por lo que con la dilución del aire se consigue una regulación de estos parámetros. En general a la zona de dilución llegan  partes inquemadas de combustible por lo que en esta zona suele terminarse la combustión.

El combustible gaseoso utilizado en la mayoría de casos es el gas natural. En el caso en que el combustible sea gas se distinguen dos zonas, la zona primaria y la zona secundaria. En la zona primaria de la cámara de combustión se forma la mezcla perfecta para conseguir una combustión completa además de producirse una recirculación que estabilice la llama. En la zona secundaria se inyecta aire procedente del compresor para asegurar la entrada a la turbina en las condiciones óptimas y para refrigerar la superficie de la cámara de combustión.

Características constructivas

En la cámara de combustión es inevitable que exista una pérdida de carga debido a las zonas turbulentas de mezcla, pero ésta debe ser mínima ya que afecta negativamente al consumo de combustible y a la eficiencia del equipo. En el caso de la zona primaria o la zona de dilución en que el combustible debe mezclarse correctamente con el comburente se pueden utilizar varios sistemas para que la caída de presión sea baja.

En la zona primaria o zona de recirculación se puede disponer de una pantalla deflectora sobre la que se proyecte la mezcla y se genere la turbulencia que estabilice la llama. La estabilización de la llama también puede producirse utilizando unos álabes guía que al inyectar el combustible crean remolinos. El flujo también puede cambiar de sentido siendo inyectando el combustible en dirección radial a través de toberas dispuestas de forma anular que al llegar a la zona central generan un choque. En este caso se forma una zona de recirculación de la mezcla en forma toroidal que estabiliza la llama. Estos sistemas de estabilización de llama pueden encontrarse combinados.

camara-de-combustion-turbina

En la zona secundaria de la cámara de combustión o en el final de la zona de combustión; cuando la combustión se ha completado, el aire se inyecta de manera gradual a través de un anillo exterior a la camisa de la cámara de combustión. La camisa de la cámara de combustión, que debe ser de un material capaz de soportar las altas radiaciones que emite la llama, se refrigera a ambas caras de su superficie gracias a este aire que la circula. Los materiales que utilizan las cámaras de combustión para soportar estas temperaturas se conocen como TBCs o “Thermal Barrier Coatings”. Formados por capas, son aislantes porosos que evitan las tensiones generadas por las dilataciones y contracciones del metal.

Artículo escrito por: Francisco Soler Preciado

 

Bibliografía:

M .P. BOYCE. “Gas Turbine Engineering Handbook”.3 ed 2006. ISBN: 13: 978-0-7506-7846-9.
A. H. LEFEBVRE y D. R. BALLAL,
 Gas Turbine Combustion. 3ª ed. Boca Raton, FL ISBN: 13: 987-1-4200-8605-8
J.M. SALA. LIZARRAGA. “
Cogeneración Aspectos termodinámicos, tecnológicos y económicos”. 3ed. Bilbao, 1999. ISBN:84-7585-571-7

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