GERACAO TERMOELETRICA VOL 1

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CAPITULO 6 -Turbinas a Gas 3 8 1
Tic
TO1
k-11
11 k
H i s —
j
(Arros),,••
k
onden 60 ntimero de estagioe rs = [ 1+ 11' AT°Nlk - I
Tol
(6.96)
6.3.2.9 Desempenho para as condicifies fora de projeto
Normalmente os compressores deverao operar fora das condicoes de projeto. Logo, o compressor
deve ser capaz de operar satisfatoriamente sobre uma larga faixa de rotacEtes e condicties de entrada. Corn as
dimensOes do compressor definidas para as condicoes de projeto, é obvio que isto nao estara correto para
condicoes de operacao fora de projeto. A medida que o compressor opera fora das suas condicoes de projeto, os
angulds de incidencia vao se aproximando de seus Ihnites, e as perdas vao se tornando elevadas, resultando em
uma eficiencia de compressao muito baixa.
Pam disso, o mais importante 6 que os problemas do process° de stall podem conduzir ao process°
de surge do compressor todo, obstruindo a operacao da turbina a gas em uma dada condicao. Isso pode causar
serios danos na turbina a gas,
O desempenho de operacao do compressor pode ser obtido das consideracties do comportamento de
estagios individuais e de suas interacoes entre unaa se'rie de estagios,
6.3.2.10 Stall
Existem tres tipos de stall: dois sao fenomenos aerodinamicos, rotaing stall e stall individual da
palheta, e o outro 6 um fentnneno aeroelastico, stall flutter.
o rotating stall 6 compost° de regitSes amplas de stall abrangendo varias passagens entre as pathetas
(pas) e se propaga na direcao do rotor e em algumas fracoes da rotacao do rotor. O mimero de regioes de stall
e a taxa de propagacao varia consideravelmente. Rotating stall 6 o tipo mais predominante de stall.
o rnecanismo de propagacao pode set deserito usando a grade da figura 6.56. Uma perturbacao no
escoamento faz corn que a palheta 2 atinj a a condicao de stall antes das outras palhetas. A palheta corn stall nao
produz aumento suficiente de pressao para manter o escoamento junto dela, desenvolvendo um bloqueamento
efetivo ou utna regiao retardada do escoamento. O escoamento principal é dividido, formando um escoamento
divergido e direzionado para as palhetas vizinhas 1 e 3, alterando o Angulo de ataque de cada uma. Na palheta 1,
o Angulo de ataque aumenta e na palheta 3, ele diminui. O stall se propaga na direcao oposta da rotacao das
palhetas (ver figura 6,56) a uma taxa de cerca de metade da rotacao em que se (la o bloqueamento. O escoa-
mento divergido provoca o stall nas palhetas abaixo da regiao do escoamento retardado e nao interfere no
escoamento das palhetas acima deste. O escoamento retardado ou regiao de stall se moviinenta da superlicie de
pressao para a de succao de cada palheta na direcao oposta da rotacao do rotor. A regiao de stall pode envolver
382 G e r a c i l o TermeMirka: Planejamento, Projeto e Operactio
varias passagens entre as pal hetas. A velocidade relativa de propagacao é observada em testes de compressores,
coma sendo menor do clue a rotacAo do rotor. Na direcao radial, a regia'o de stall pode variar em todo o
comprimento da palheta.
Angulo de
oloque
zero
Angulo de
Med° de ( ) t o q u e
propegocOo p o s i t i v o
4 3Separcicao 2 1
Escoomento
retordado
\ilkngulo deMoque
i
negotivo
r-
Mega° de
rotecb
uh 111-A -E1':•!i•_!:;411:1i! ) 0116 ' .? t i t l f 9 • . : ! : ; ( f
Figura 6.56 —Esquema da propagacAo do stall em uma grade.
.-• . • : ; b r , § - ; - ( • • • • . $ V W !
YI:fl • ! t 0 1 1 idivdialapalhemataire glianda?tbdas h t a o d d f d h t avidadeinnhit prod azein
simultaneamentei sein .aipcontilcia da !two anima-. de ;propag acaa dd tállAscond.içes ein:que astal I
individual da pall'Ala,apate.aerri saa,desccinhecidalate.a.pre,seft,momentael'Nrebe.qtle aprocessa dest411! de
PIT, I ;PIPpaj l le . t r i lg rk tp iAprAI I I Ip tgp, , ;Sp. , rna j t i fpg A l g k u u l t i p p d o p r a p a g a g a a
pal heta é uma excecao. g ! ! : • ,b Al.)1.)i
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0-41•31(AkilifISr-in!5:4.9.5F14s8P,11,1,Me,COVR,YaaH PtSi#;l1:9PPI,4911A0AYPI6:49 49z)(1Wit49_, MQ1949
acoplamento, que oOorre quando a velocidade da corrente livre sabre a secao do e,r9,filliOlipge.t04.d,aclia
velocidade critica. 0 stall flutter, par outro lado, 6 um fenomeno que ocorre devIdd itd procesiii de Stall (do
'st•datirireiveotayie-tiddat..pilhieiai.c.;:,)? r , , , ,21)00 i n •
0 stall .da palheta causa as vortiOaidelaTtnikiti'giieTiktdO'a.elballa.'Qiia'llild'a'168'
vortices coincide cam a frecillencia natural do aerofolia, aflutter ocorrera. 0 stallflutter 6 o major causador das
falhas em compressores (Boyce, 1982). Maiores detalhes sabre esses fenomenos podem ser eliceilitradds.ern
Cu mpsty, 1989.
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' ' .11 . .1 ‘1• , C ; : : i ! • ; ; i . ) • • 1 J , )6.3.2.11. Compressor centrffugo
" .1 - • . z , f i ; ; . ! ; / ; ; . ; I t r e l j i • 1 - f ; 1 7 , ; • . ) e • i • • r • • , . ) 1 % Y r i ; " : ‘ ,
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CAPITULO 6 - Turbinas a Geis 3 8 3
pressao clue se consegue em cada urn dos estagios é tal que, geralmente, nas turbinas a gas nit° se usa tnais do
que dois estagios.
Existem tits tipos de rotores segundo 0 projeto de suas pathetas, quo se distinguem de acordo corn o
finguto que form= na sada, como se inostra na figura 6.58. Nos rotores corn fingulos 132 900 as pathetas so
charnadas radiais, entretanto, para anguios P2 > 90* e P2 < 90O, as pathetas estao curvadas como pode ser visto
na figura 6.58 (Lizarraga) 1999).
• ; • f•J ...!
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0)
-:;1••• r.•,•••:,-..11; • i• ••) :••-r3 1.•!)!!! $ ; ; , . . ; • ! ) J.••,•••:')!Iir , .•!; ••• ): , i ; • • • •'Figul, a 6.57 -L Diagramaii Pesquemalico e tritinguto de velocidades do compressor centrifugo.: r t r i
Musor vanes
Rotor
I .Rolz
Eixo
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7,:••;;;!,
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tdrectio do
rotoc5o
C17•C9i•-•- ! f r -.•42 .!:; •
Ut
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•!: .6 :.,;;J:ITN;-, t: • ;toi,'-•II.o) r3.‘. •••::;9••••• ; ) 170; ; ; - - t ; ;
p2-airc h o v e / p m
Figura 6.58- Diagrama esquematico de projeto de palhetas. Reproduzido de Lizaragi0.-M) Cogeneracion: Aspec-
Los termodingmicos, teenologicos y econdmicos. 1999, corn autorizaclio do Servicio•Editorial•UnWeritdade del Pais
•••Vasco. . ;
A relac•ao caracterfstica entre a altura teOrica e a vaz'ao 6 muito diferente segundo o tipo de palheta:
Contudo, na pratica, as caracterfsticas gerais de todos os rotores so similaresAspaIheia§cii6adas'eoliiis2i<:960.-i
De acordo.com o .teorerna de Euler,_ o traballto, espepilico conce4idp,pp.lo rot,or:,,urna,pnidade de
masSa &Wilda tiiigr6li:odiA 4r i•' ' • '•• ' • • - • • • • ' • ' " ' "
v : r o w , f w , • ; . ; • ; ; t • , ! „ , , ! v . ! • • A f t . i • ! . • % T . ' . E I • • : r • • • • , ; : t . , , I . 1 . 1
' : • r77,9VT2fc.,W2 M . 1 c W i i i• ; • : • • " : • 1 ! • • •Y.:.:.tt;.;d•t• • : • ' • • • • : ( 6 0 7 )
• • , ) • ;a,:i• •Ii••toil• •:•:.:•;•:.- •-Onddjy, g a d ' di Vatiildidadd41.-ifdtie'ii tiedntfah-e'gaidedo rotor, tespbettvamente, e i - c e w2 sap. asw
velocidades tangenclais do ar correspondentes. - •:!••• • ! , : , .
, i,,Paradeterminar p rendimento do utn•epmprdssondentiffugP; tanto na's eondiOes•nbtnindi6omo fora
do p9msturpipt9,Anpqm4ipipoOecqt as, diyergas,perdas gerada,s1A-avaliacap destassperdas6surria
comt)inacAo das perdas teoricas e dos resultados puctiffmtals,..N pqrdas eAn.kumoompressorcentrifugo podern.
ser divididas em dois grupos: perdas no rotor e perdas no difusor. As perdas no rotor so devidas principalmente
384 G e r a c d o TomeMirka: Planejamento, Projeto e Operacilo
ao atrito clue atua na sua superficie posterior, assiin COMO as perdas nos rolatnentos, perdas provocadas pela
reeirculacao do ar do difusor para o rotor, as perdas conseglientes dos gradientes de velocidade negativos que
poclem ocorrer na catnada Iimite, dando lugar a separacao do escoamento, as perdas devido a viscosidade do
fluid°, etc.
Referindo-se ao diagrama de velocidade de entrada da figura 6.57, a velocidade absoluta nao tern
componente tangencial, e, portanto, Cw 1 :,,, 0. Logo, a equacao 6.97 se reduz para:
= U 2 C w 2 (6.98)
Devido a inercia, o ar aprisionado entre as pas do rotor 6 relutante em mover-se junto corn ele e isso
resulta em uma alta pressao estatica na superficie de ataque das pas, clue 6 maior clue na superflcie de fuga. Isso
impede o ar de adquirir a velocidade tangencial igual a rotacao do rotor. Este efeito 6 conhecido como
escorregamento. Para compensar este efeito 6 definido urn fator de escorregamento dado por:
C w2
CY - U2 (6,99)
Outro fator tambem definido para compensar o anito do ar corn a carcaga, as pas e o disco 6 o fator de
trabalho de entrada, T. Logo, a quack) 6.98 toma-se:
= O'CU22 (6.100)
Como o trabalho especlfico de compressao (para um estagio, figura 6.57) 6 a variacao de entalpia
especifica, tern-se:
CY'CUi
TO2 - T 0 1 - c
Pode-se demonstrar clue a razao de compressao, utilizando a equacao 6.101, 6 dada por:
PO3 = l c ° 'C U22
POI C p T 0 1
(6.101)
(6.102)
6.3.2.12 Caracteristica do compressor
Os compressores projetados para trabalhar corn eficiencia maxima nao teriam problemas se funcionas-
setn nas condicoes nominais de operacao• Entretanto, os compressores devem ter boa eficiencia em uma ampla
faixa de operacao, logo, um born projeto de compressor 6 feito corn a maxima vazao de ar atraves de um cello
diametro do compressor corn urn raimero rninimo de estagios, mantendo relativamente alta eficiencia e estabili-
dade aerodinamica em toda a faixa de operacao.
Uma analise dimensional pode ser aplicada no desempenho do compressor para determinar os grupos
adimensionais, dos quals o desempenho depende. Testes tem mostrado clue o desempenho dos compressores
centrlfugos e axiais podem ser descritos pelas seguintes variavels:
CAPITULO 6- Turbittas a Gas 3 8 5
To2 4)4
TO2r
Tol
11 p TO I
[Er c135= poll)
P 4)6
CppiTol
POI
Vat.lavel D e s c r i c a o D i m e n s a o
To 1 T e m p e r a t u r a de estagnacao de entrada 0
poiP r e s s a o de estagnacao de entrada M L -It-2
Calor especIfico do Os a pressao constante L 2 r 2 c 1
Dimensao caracterfstica (geralmente diametro)
Rotacao do rotor t - 1
in V a z a o massica do gas M t t
p02 P r e s s a o de estagnacao de safda M L -1t--2
To2 T e m p e r a t u r a de estagnacao na safda 0
Viscosidade absoluta do Os M L -1t-1
Densidade do gas na entrada M L -3
No lugar da densidade, urn dos parametros que poderia ser considerado é a constante dos gases (R),
a massa molecular (M) ou a razao de calores especificos k. Selecionando Top Pot' Cp e D corno as variaveis
comuns, resulta em seis termos adimensionais:
liarlave'
p02
Parametro adimensional
ND
= m \IC Tp 014:102
POILI
= PO2
POI
Analisando cada um destes termos adimensionais conclufinos que:
ntimero de Mach na extremidade do rotor, porque D é o diametro do rotor e o termo p T 0 1
é proporcional a velocidade sonica;
vazao m6ssica — funcao do mimero de Mach do f i lm na entrada do compressor;
razao de pressao total do compressor;
variacao de temperatura real do compressor. Quando combinado corn 4)3, representa a eficien-
cia do compressor;
ntImero de Reynolds;
calor especIfico dividido pela constante dos gases (CEIR) — define que o gs esta sendo corn-
prirnido.
386 G e r a c d o TermeMirka: Planejamento, Projeto e Operacdo
Uma vez que o ar 6 geralmente o fluid° de trabalho, (;)6 no 6 consider ado ou 6 especificado corn os
dados de desempenho. O parametro ()5, o qual 6 funcao da viscosidade, geralmente 6 mostrado numa curva corn
a variacao da eficiencia do compressor e a vazao massica em funcao do lifter° de Reynolds.
Por questa° de simplicidade dos tees primeiros termos, a temperatura total de entrada (T0) 6 dividida
pela temperatura padrao ao nivel do mar, 15 *C (288 K), e a pressao total de entrada 6 divida pela pressao ao
nivel do mar, 1 atm (101,325 kPa).
Estes termos resultam em $0 e 80, os quais sao definidos pelas seguintes equagoes:
temperatura total na entrada do compressor T01 (K)
°0 temperatura pada° ao nivel do mar 2 8 8 , 1 5
pressao total na entrada do compressor poi lkPa
8o ' pressao padrao ao nivel do mar 1 0 1 , 3 2 5
(6.103)
(6.104)
O desempenho dos compressores centrifugo e axial 6 geralmente apresentado em um mapa do com-
pressor contend° sua faixa de operacao. Os parametros sao:
. razao de compressao (p02/p01);
o vazao em massa semi-adimensional corrigida ( thlr0-07/801 );
▪ rotacao semi-adimensional corrigida ( N/T-801 );
• eficiencia isentropica de compressao (1).
As caracteristicas dimensionais sao omitidas, visto que um mapa de desempenho 6 para um compres-
sor especifico; o calor especifico 6 retirado, pois ele 6 usualmente mantido constante e o gas que esta sendo
comprimido 6 conhecido.
A figura 6.59 ilustra um mapa de desempenho de compressor tipico. Ele possui uma linha chamada
surge line, que representa o limite de opera* estabelecido. Acima e a esquerda dessa linha, a instabilidade
aeroditiamica toma-se major que os valores tolerados. Na regiao de surge algumas das palhetas do compressor
estao operand° corn stall. O mapa de desempenho nao mostra o efeito do mimero de Reynolds, pois ele 6 tnuito
alto e seu efeito pode ser desprezivel. Alain disso, nota-se que a maxima efici8ncia ocorre proxima da linha de
surge a uma rotacao moderada, e nao na rotacao maxima.
6.3.3 Turbinas Axials
A turbina tern a tarefa de fornecer potencia para acionar o compressor e acessorios e, no caso de
turbinas a gas, as quais•nao fazem o uso somente da propulsao, pot8ncia de eixo. Ela faz isto extraindo energia
dos gases quentes liberados na camara de combustao e expandindo-os para uma pressao e temperatura mais
baixas. Altas tensoes sacs envolvidas neste process° e, para uma operacao eficiente, as pontas das palhetas
podetn atingir uma velocidade aci ma de 457 m/s. O escoamento continuo de gas, ao qual a turbina esta exposta,
pode ter ulna temperatura de entrada entre 1123 K e 1973 K e alcancar a velocidades acima de 761 111/S, em
algumas partes da turbina (Cohen et al., 1987).
Para produzir o torque necessario, a turbina pode ter varios estagios, cada um tendo um empalhetaMento
estacionario (estator) chamado de bocais e um empalhetamento que se move chamado de rotor (figura 6.60). O
flamer° de estagios depende da relacao entre a' potencia necessaria retirada do gas, a rotacao que deve ser
produzida e o diametro de turbina permitido. adstem tees tipos de turbinas; a de aclo, a de renal) e a cornbina-
çäo d u a s , acaoireacao.
No tipo acao, a queda de pressao total atrav6s de cada estagio ocorre nas palhetas do bocal (estator), o
qual, por causa da forma convergente, aumenta a velocidade do gas, al6m de reduzir a pressao. O gas 6
atefruto 6.- Turbinas a Gds 3 8 7
direcionado para dentro das palhetas do rotor, que sofrema acao de uma forca impulsiva causada pelo impact()
do gas nas palhetas• No tipo reacao, as palhetas do bocal (estator) sac) projetadas para alterar a direcao do fluxo
do gas sem mudar a press-do. As passagens convergentes entre as pathetas produzetn uma forca de maga°,
resultado da expansao e aceleracao do gas. Normahnente as turbinas a gas no usam o tipo so de acao ou so de
rend°, alas uma eombinacao acao/reacao. A figura 6.61 mostra o tipo nab e acKoireacao.
40
0,2 0,6
1.0
0,1 0 „ 5
0
0 01 0 . 0 2 0 . 0 3 0 . 0 4 0 . 0 5 . 0 . 0 0
Voza0 em mossa sem:0,Tmer,e0001 etve4do
Jet
„3,0 —
1,5 —
1,0
0,3
1,0 1
031 0 , 0 2 0 , 0 3 0 , 0 4 4 0 . 4 0 . 0 4
Votho em mosso v.ecd!meAs:0001 conS050,
Figura 6.59 — Caracterlstica do compressor axial relative aos valores de projeto deste (Nascimento, 1992).
Figura 6.60 — Turbina de quatro estagios (ABB).
388 , Gerardo TermeMirka: • Planejamento, Projeto e Operacilo
Boca! R o t o r
(0) Torblno oco'o
Bocol Rotor
Turbino ocrio-reactio
Figura 6.61 - Comparacao entre a turbina aga-o e acdoireacao. Reproduzido de The Jet Engine, 4th edition, 1986, corn
autorizacao da Rolls-Royce.
As palhetas do bocal e do rotor so retorcidas, isto 6, o 'Angulo de posicionatnento é major na ponta da
palheta do que na raiz, como mostra a figura 6.62 (Rolls-Royce, 1986). A razao disto 6 clue o gas proveniente da
camara de combustao realiza trabalho igual em todas as posicoes ao longo da palheta e assegura que o fluxo de
gas ("tie deixa a turbina tenha uma velocidade axial uniforme. Isto resulta numa mudanca na velocidade, pressao
e temperatura atraves da turbina, como mostra a figura 6.63 (Rolls-Royce, 1986).
A turbina nao tern 100% de eficiencia devido a varlas razoes. Ulna turbina tfpica, nao-resfriada, de tres
estagios sofreria 3,5% de perda por causa das perdas aerodinamicas nas palhetas. Mais 4,5% de perda seria por
perdas aerodinatnicas no bocal, vazamento de gas nas pontas das palhetas e perdas no sistema de exaustao. 0
total de perdas resulta numa eficiencia de turbina de aproximadamente 92%. A seguir, tern-se uma discussao
resumida do projeto da tUrbina axial calculado para o diametro medio. A aplicacao da teoria de vortice tambem 6
discutida, seguida de uma descricao do metodo em clue se aplieam os dados de grade para um procedimento
completo de projeto e fomece estimativa da eficiencia isentrOpica.
Angulo de poslcionomento
DirectIo do
escoomentor>
Angulo de
posicionamento
Direcb doi a
r o I t o c t i o
_ _
Figura 6.62 — Exemplo de palheta. Reproduzido de The Jet Engine, 4th edition, 1986,
corn autorizacRo da Roils-Royce.
CArirmo 6 - Thrbinas a Gos
pl,T1 =
p2,T2 =
p3,T3
CI =
C2 =
C3 =
V2 =
V3 =
389
Perri de vefocIdadePerfil de pressilo
Vetocidade - - - - -
Pressbo
est6;co
Pressilo e
velocidade
unitorme
no entrodO
do sistemo
de exoust8o
Baca' R o t o r
Figura 6.63 - Model° da vazao de gas atraves bocal e palheta. Reproduzido de The Jet Engine, 4th edition, 1986, corn
autorizacao da Rolls-Royce.
6.3.3.1 Teor ia elementar.
A figura 6.64 mostra os triangulos de velocidade para um estagio de uma turbina axial e a nomencla-
tura empregada.
press-ao e temperatura estatida na entrada;
pressao e temperatura estatica entre o bocal e o rotor;
pressao e temperatura estatica na salda do estagio;
velocidade de entrada do gas;
velocidade de salda do bocal;
velocidade de salda do gas do estagio;
velocidade relativa de entrada no rotor;
velocidade relativa de sal& do rotor;
= Angulo de entrada de CI no bocal;
= angulo de salda de C3 tambem ehamado de swirl angle;
P2 = angulo de entrada no rotor da velocidade relativa V2;
133 = angulo de sada do rotor da velocidade relativa V3;
= velocidade da palheta;
Ca = velocidade axial;
Cw = componente tangencial da velocidade.
Area
owlet A
2 3
Palhetas
t3 d o bocal
rr 3
Figura 6.64 - Estagio da turbina.
o2
Polhelos do
rotor
390 G e r a c t i o TermeMtrica: Planejamento, Projeto e Operactio
Para uma turbina de um estAgio, CI é axial, logo, ott = ( ) e q . = Cal Se, por outro lado, oestAgio 6
apico de uma turbina de imilliplos estagios, CI e al sera°, provavehnente, iguais a C3 e a3. Utna vez que U varia
corn o raio, a forma dos triangulos de veloeidades varia da raiz para a ponta. O calculo, como já foi dito, 6
realizado no diatnetro m6dio entre a raiz e a ponta da patheta.
Esta consideracao dos calculos 6 vAlida quando a razAo do raio da ponta pela raiz for pequena, isto
6, palhetas pequenas. Para palhetas longas 6 essencial considerar os efeitos tridimensionais. Na figura 6.64
vemos que:
(Cw2 + Cw3)
(ca2 + ca3)
representa o torque (nil;
representa o empuxo axial no rotor.
Vamos considerar a velocidade axial constante no rotor. Isto implicara. tuna 6rea anular difusiva, para
acomodar a diminuicRo na densidade, a medida que os gases se expandetn atrav6s do estagio. Superpondo os
triangulos da figura 6.64, temos o diagrama de velocidade da figura 6.65.
dado por:
CO2 ...Cos
=co
Figura 6.65 Diagrama de velocidade.
O triangulo de velocidade da figura 6.65, nos dA a seguinte relacRo geometrica:
— = tana2 - tanp2 = tanp3 - tana3
Ca (6,105)
Aplicando o princfplo do moment° angular para o rotor, o trabalho espeoffico produzido pelo rotor 6
W s •=- U { c 2 + w 3 ) = U C a ( t a n a 2 — t a n % )
ou para o caso dos fingulos do rotor
Wc = U Ca (tan p2 + tan p3)
A equac5o da energia para o regime permanente para o estAgio 6:
ws = CpATos
Igualando as equacties 6.407 e6.108 temos:
UCa
= ( t a n + tan P3)
Os C P
(6.106)
(6.107)
(6.108)
(6.109)
Um calor tfpico Cp tfpico dos gases é 1,148 kJ/kg K e k = 1,333, para R=0,287 kJ/kg K.
Para um c4lculo de projeto preliminar, estes valores so bastante adequados. A razdo de press-ab do
estagi° PottP03 pode ser:
CArirmo 6 -Turbinas a Gas 3 9 1
(6.110)
onde is 6 a eficiencia isentropica total do estagio baseada na ternperatura de estagnacao, tamb6m chamada de
eficiencia isentropica total-total.
6.3.3.2 Parfimetros adimensionais
Os parametros adimensionais que influenciam no desempenho da turbina sao:
a) Coeficiente de carregamento ou coeficiente de queda de temperatura (v)
2 Cp ATOS 2 2 A hv = U2 U C a (tan132 + tall P3) = u2
b) Grau de reacRo (G) corresponde a frac-do da expansdo do estagio que ocorre no rotor
CaO ( tan133 t a r t l y2 U
c) Coeficiente de vazao (0)
(6.112)
(6.113)
6.3.3.3 Angulos de gas
Os fingulos de gas, isto 6, do escoamento no estator ou bocal e no rotorr podem ser caleulados em
fungfio dos parametros adimensionais (Nt, e Cr) como segue:
tan133 = —1 G )
epy-
1tana3 tan133
tana2 = tanp2 + —1
(6.114)
(6.115)
(6.116)
(6.117)
392 G e r a c i l o Terme P lane jamen to , Projeto e Operaclio
ConsideracOes que o projetista deve Leval em conta:
o o limite de U sera impost° pela tensao maxima que o material possa suportar;
o a queda de temperatura na turbina é determinada pelo calculo termieo do cid);
• escolher urn ou dois estagios corn maiores valores de Nr, on um Fulmer() major de estaglos corn
pequenos valores de Iv;
o projetos de turbinas de acao sao os tipos mais eficientes, isto porque as perdas por vazamento do
gas associada a folga na ponta das palhetas sao excessivas ern estagios de reacao;
o para o caso de 50% do grau de reacao, a expansao 6 uniformemente distribuida entre o estator e 0
rotor e pode variar da raiz da palheta para a ponta. Logo 50% do grau de reaca'o esta na metade da
altura da patheta ou no diametro medio.
6.3.3.4 Importaneia da selecan dos parametros no projeto
Coefielente de earregamento (v)
Em geral, as turbinas sao projetadas para alcancar eficiencia isentropica maxima de 90%. A figura 6.66
mostra que a alta eficiencia e obtida quando o coeficiente de carregamento do estagio e o coeficiente de vazao
sao pequenos. Todos os valores de efielencia mostrado na figura 6.66 foram obtidos de testes experimentais de
69 modelos diferentes de turbinas sem resfriamento da Rolls-Royce, todas tendo aproximadamente 50% de grau
de reacap na metade da alturada palheta, e estes valores foram corrigidos para excluir as perdas de folga (Ainley
e Mathieson, 1957). Pode tamb6m ser demonstrado que a eficiencia do estagio da turbina depende principal-
mente do triangulo de velocidade. Observando a figura 6.66, pode-se notar que as turbinas mais eficientes sao
projetadas para 1,0 <iJ <2,5.
0 uso de menores valores de kv implica em aumentar o mimero de estaglos para uma dada potencia
requerida na turbina. Turbinas a gas industrials usam menores valores de Iv, uma vez clue o tamanho e o peso
nao sac) tao importantes, e sim o consumo especifico de combustive!. Entretanto, para turbinas aeronauticas, o
peso e o tamanho devem ser os menores possiveis e, portanto, altos valores de lv sao adotados.
3,2
3,0
2,8
2,6
2,4
2,2
2,0
1,8
1,6
1,4
1,2
1.0
0,2 0 ,3 0,4 1,2 1,30,5 0 , 6 0 , 7 0 , 8 0 , 9 1 , 0 1 ,1
Figura 6.66 —Eficiencia versus coeficientes de carregamento e flux°. Reproduzido de Kocker, S. C., Okapuu, U., "A
mean line prediction method for axial flow turbine efficiency", Journal of Engineering for Power, 1982,
corn autorizacao da AWE.
855 Elicibncio
1,4
eies:
OKRA° 6 -- Turbinas ( Gas 393
Coeficiente de vazAo (4))
A figura 6.66 tambein mostra a faixa dos valores de (;) para boa eficiencia, o gnat deve estar
entre 0,6 < < 0,8.
Gran de reac-ao (G)
O grau de reacao, como ja vimos, representa a fracao da expansao do estagio clue ocorre no rotor.
Normalmente a turbina 6 projetada para grau de reacao de 50% na metade da altura da palheta. Para o dltimo
estagio, o angulo de sada (a3) menor do que 200 6 necessario para reduzir as perdas no sistema de exaustao.
Neste caso, 6 necessario usar grau de reacao menor do que 50% se um valor elevado de ly for requerido.
Valores negativos do grau de reacao devem ser evitados, uma vez clue isto produz uma expansao no
bocal seguido tie recompressao no rotor, aumentando as perdas.
Ntimero de estagins
O 'Amer° de estagios 6 determinado primeiramente das consideracties de desempenhQ no ponto de
projeto da turbina a gas. Outros fatores sao tambem considerados, tais como: o eusto, o peso, a geometria, o
atimero de palhetas no empalhetamento e a necessidade de resfriamento.
O calculo de ntimero de estagios depende da escolha da divisao do trabalho por estagios. O desempe-
nho do ciclo da turbina a gas meramente estipula o trabalho total necessario para cada turbina. A escolha inicial
da divisao do trabalho 6 baseada na experi8ncia. A tabela 6.7 representa uma divisao tcpica do trabalho total de
acordo com o mimero de estagio, e a tabela 6.8 fomece faixas de carregamento de estagio para diferentes tipos
de turbinas, assim como a faixa de ntimero de Mach de salda (Naseimento, 1992).
TABELA 6.7 — DivisAo do trabalho por estagios
Minter° de est6gio
Divis6o do Trabalho (%)
10 Est6gio 20 Est6gio 30 Estagio
2
3
60
43
40
34 23
TABELA 6.8 — Nthnero de Mach de sada e carregamento
Tipo de Thrbina Faixa do ntimero de Mach
Faixa media do
carregarnento do est6gio
Turbina HP transonica
Turbinas HP e IP subsonica corn alto Omer° de Mach
Turbinas IP e LP subsonica corn baixo ntimero de Mach
1,0 a 1,2
0,7 a 1,0
<0,7
2,0 a 2,4
1,5 a 2,0
1,5 a 2,5
HP = Aka pressdo (High Pressure.); IP = media pressao (iniertnediate Pressure); LP = baixa press5o (Low Pressure).
Existem alguns pontos para se considerar durante a escolha da divisao do trabalho por estagio. Sao
o s e o estagio esta dentro da figura 6.66;
• se o angulo de sada e o mitnero de Mach de safda nao sao excessivos para a turbina posterior ou
sistema de exaustao;
• s e o primeiro estagio na turbina de dois estagios nao esta tao earregado que ele se torna transanico.
A escolha da divisao do trabalho tambem afeta a necessidade de resfriamento. Se a divisao de trabalho
de 60% a 40% 6 escolhida para uma turbina de alta pressao de dois estagios, ao inv6s de 50% e 50%, o trabalho
394 G e r a c d o TermeMirka: Planefamento, Projeto e Operacelo
a mais no primeiro estagio, impoe necessidade de resfriamento no estator e no rotor. Talvez o rotor nil° neees-
site de ser resfriado. A tem do aspecto aerodinamico, tern tambein o aspecto ineeanico. A selecao da divis5o do
trabalho dove garantir camber e rigidez suficientes hs palhetas.
Raz5o ponta/raiz (Dt /Dr)
A razao pontakalz 6 definida corn° sendo a razao entre o diAmetro (raio) da ponta pelo diAmetro (raio)
da raiz da patheta, isto 6:
D r I
Dr r , (6.118)
A escolha correta da razao ponta/raiz da palheta no primeiro estagio e no altimo estagio 6 muito
importante. Uma boa pratica 6 selecionar uma razRo pontahalz para o primeiro estagio de aka press5o no muito
acitna de 0,875, para manter as perdas de folga e da area anular baixas. Para o e s t a g i o de baixa pressao,
a raz5o pontakalz no deve ser abaixo de 0,6 para evitar problemas de tensoes mecanicas.
A figura 6.67 rnostra o perfil de uma palheta de uma turbina a vapor construlda de um arco de cfreulo
e linhas retas. Turbinas a gas tern recentemente usado perfis muito proximos deste.
o exemplo da figura 6.67 6 um perfil T6. Este perfil tern as seguintes caracterfsticas:
o t k 0 , 1 ;
• ra io da borda de ataque = 12% de t;
• ra io de borda de fulga = 6% de t.
V2
8
03 = COS-I (0/9)
Angulo de Ind:16(16o
Yll
— 0.0274
—0.0340
—0,0395
—0,0472
—0„05 (t/c.0,10)
-0.0467
-O370
-0,0251
-0,0142
- O 0 6 5
-0.0072
Rob o do bordo de °toque 0,121
Roku do bordo de 'ego U M
Figura 6.67 —Perfil de patheta convencional (Cohen et at., 1987).
6.3.3.5 Resultados de grade
Apos determinar os angulos do escoamento de ar para forneeer o trabalho requerido, 6 necessario
converte-los em Angulo de palhetas, que vh-o dar a sin geometria ffsica. E importante lembrar que os triangulos
de velocidades fomecem os angulos de gas e no Os fingulos da palheta. Os resu1tados de grade permitem avaliar
as perdas, o efeito da compressibilidade etc. As figuras a seguir representam resultados tipicos de grade.
CAPiTULO 6 -, Turbillas a Gas 395- • • • • .• •
A figura 6.68 mostra o efeito da variacao do Angulo de incidencia (i) no coeficiente de perda de perfil
para palhetas de acab (G = 0 e P2 :--- 133) e de rend°. Para o empalhetamento de reach°, a incitlencia pode
variar de —15(1 ate +15' sem aumentar o coeficiente de perda de perfil (Yp). Deve-se lembrar quo uma margem
de seguranca para a incideneia deve sec deixada para quando a turbina estiver operando a baixa carpi.
Angulo de saida da palheta (03)
O 'Angulo de salda da palheta (03) 6 definida como sendo:
03 = cos- (0 is) ( 6 . 1 1 9 )
onde 0 6 a abertura (figura 6.67) e s 6 o espaco entre as palhetas (Ainley e Mathieson, 1957).
A figura 6.69 mostra a relacao entre o Angulo de salda de gas (33) e o 'Angulo de sada da palheta (03)
para inimeros de Mach de sada menores do quo 0,5 ou igual a 1. Para mimeros de Mach entre 0,5 e 1,0 vale a
seguinte expressao [cos-1 (o/s) -1331, que varia linearmente corn o ntimero de Mach. A relacao da figura 6.67
parece no ser afetada polo angulo de incidencia dentro da faixa de ±-15'.
CO 0,04
CO
0
—30' —20'
Potheto de impuistio
/ # 2 43
Potheto de reocoo
—10' 0 ' 1 0 ' 2 0 ' 3 0 '
Incidencia
Figura 6.68 - Eleito da incidencia no coeficiente de perda de perfil (Ainley e Mathieson, 1955).
Cl) —80'
(n(1'
C31-0 —70'0
CO —50'
0
cn-40'r•
—30*
—30' 40' 5 0 ' 6 0 ' 7 0 * 8 0 '
03 co is (0 /S)
Figura 6.69 - Relacao entre os angulos de gas e fingulos de palheta (Ainley e Mathieson, 1951).
396 G e r a c l i o Tenneletrica: Planejamento, Projeto e Operaclio
"Otima" razact de espacokorda (s/e)
o adjetivo Heitima" estd entre as pis porque ele 6 Otimo em relacao ao Yp e nab relativo as perdas
globais Y. A figura 6.70 mostra a relacao entre a Mina razao de espacokorda (sk) e o Angulo de sada da palheta
para vdrios angulos de entrada da patheta. a e c2 sao para o estator e 132 e 133 s o pa la o rotor deste (Cohen et
al., 1987). As eurvas da figura 6.70 mostram que quanto major 6 a deflexab, menor 6 a razed() espacokorda.
Uma vez que sic é detertninado, deve-severificar que:
• o espaco nab deve ser muito pequeno, de manoira que as palhetas possam ser colocadas no disco
corn seguranca;
. exista corda suficiente para o resfriamento da palheta;
• o ntimero de palhetas por disco nab é major do que 100.
Deve-se evitar ntimero de palhetas corn mtiltiplos comuns, no sentido de minimizar a probabilidade de
vibracao. A pratica usual é adotar ntitneros pares para o estator e Mimeros primos para o rotor.
0,7
0,6
0,5
Angulo de gOs de entrado
(al ou fl 2 )
10'
20'
30'
40'
50'
60'
40' 5 0 * 6 0 ' 7 0 '
Angulo de gOs de sa r i do palheto, ct3ou P.
Figura 6.70 —Valor "Otimo" da relacAo sic (Cohen et al., 1987).
Raza'o de alturakorda (Ar = 1u/c)
Baixos valores de razao de alturakorda produzem provdveis aumentos nas perdas secundarlas no
estator e perdas seeundarias e d folga no rotor. For outro lado, valores elevados de raz5o de aspect° aumenta-
ra-o a probabilidade de vibracao e reduzirao a transferencia de calor. Uma tecnica para reduzir os probletnas de
vibracao para valor alto de razao de alturakorda 6 o uso de shrouds. Valores tlpicos de razao de alturakorda sab:
1 < hic <5,5 para estator e men ores valores para o rotor.
Angulo de redemoinho de sada
0 'Angulo de redemoinho de sada deve ser mantido abaixo de 20' para diminuir as perdas no exaustor.
6.3.3.6 Teoria de vOrtice
A teoria de vOrtice ja foi apresentada no item de compressores, onde tnostrou-se que, se os elementos
do fluid° estao em equilfbrio radial, um aumento da pressao estdtica da raiz para ponta da palheta 6 necessdrio,
sempre que exista um componente de redemoinho da velocidade.
CAPITULO 6- Turbinas a Gas 3 9 7
— —
Esta teoria per mite completar o aw l ( ) do estagio que 6 realizado primeiramente na linha m6dia da
6rea anular, isto 6, na metade da altura da palheta. Corn isso, ela garante uma distribuicAo constante do trabalho
do estAgio ao longo da altura da palheta. Esta teoria traz dais tipos bAsicos de projeto: vortice livre e 'Angulo
constante do bocal.
Vortice livre
Para este tipo de projeto s5o considerados:
• a entalpia de estagnacao 110 6 constante ao longo da palheta (dh/dr) = 0;
• a velocidade 6 constante ao longo da palheta;
• a velocidade de redemoinho 6 inversamente proporcional ao rah).
Assim, a condic5o para a equilibria radial dos clementos do fluid° 6 satisfeita. O estAgio projetado de
acordo cam as consideracOes acima 6 chamado de estagio de vortice livre.,
Usando o indice m para as quantidades no diametro media, a variacao dos angulos ao longo da palheta
6 dada por:
• Estator on bocal
( r 2m )tana2 = — tana2m
T2
tan132 = ---flr tana2m --- (
T2
• Rotor
tan a3 = —11--r-r I tana3n,(
T3
r2 ) U m
1.r2m C a 2
raUtanI33 = 1—Lar ) tan a3„ +
r 3 j 3 m C a 3
(6.120)
(6.121)
(6.122)
(6.123)
Lembrando que, para este tipo de projeto, C„2r = r Ca2 tan a2 = cte e Ca2 = constante. Estes angulos
sao calculados em varias posici5es ao longo da altura da palheta para se definir a sua torc5o. Duas verificacoes
sao importantes apos a cAlculo dos angulos ao tango da patheta:
• s e a reach° 6 positiva na raiz da palheta;
• s e o ntImero de Mach relativo s palhetas do rotor, na entrada, My2, 6 inferior a 0,75.1\42 pode ser
calculado pela seguinte expressaa:
V2
M v 2 = 1 / k R T 2
onde T 2 =T02
2 Cp
2C2
(6.124)
398 G e r a r d o Thrmeletrica: Planejanzento, Projeto e Operardo
Angtdo de saida do bocal constante
Este tipo de projeto permite manter o fingulo de sada do bocal constante. Assumindo as mesmas
condicoes do item de vortice livre e quo or.2 6 constante, pode-se demonstrar quo:
C w 2 6112 a2 constanter (6.125)
Corn isso, pode se determinar os demais valores ao longo da altura da palheta. Este tipo de projeto visa
reduzir a torcao da palheta, fazendo corn que sua fabricacao seja mais Mei'. 0 projeto deste tipo da palheta esta
fora do escopo deste livro.
6.3.3.7 Estimativa da eficieneta do estagio
0 ultimo passo no diet& do projeto preliminar do estagio da turbina 6 verificar se os calculos vab
resultar em valores de perda e eficiencia iguais aos assumidos no infcio dos calculos. Se tais objetivos nao foram
alcancados, deve-se repetir Os calculos ate se chegar a uma perda e eficiencia satisfatorias. Quando os valores
satisfatorios, do ponto de vista aerodinamico, so atingidos, um cUlculo precis° das tensoes sobre a palheta e o
disco deve ser realizado.
O metodo resumido apresentado a seguir estima a perda e a eficiancia para as condigoes do escoamen-
to na metade da altura da area anular (tambem chamado de linha m6dia) para as condicOes de projeto.
A figura 6.71 mostra duas correlagoes para coeficiente de perda de perfil (irp) obtidos de teste de grade
(Ainley e Mathieson, 1957). Elas se referem a pathetas ,do tipo bocal (2 = 0) e acao (2 = P3) de um perfil
convencional (T6) corn rein-do espessurakorda tic = 0,2, te/s = 0,02, onde te 6 a espessura da borda de fuga.
Apesar da notagdo da figura 6.71 ser para o rotor, a mesma se aplica para o bocal (estator), apenas trocando132
por al e 133 por al. Os valores Yp, na figura 6.71, so vAlidos para as palhetas• quo operam corn o angulo de
incidencia igual a zero.
132 =0
0,08 Angu lo de sold° do 9603
au'
0,04 7 6 ( 5 ) :
5cr
40'
0
0.2 0 , 4
Yp
0.20
0,15
0.12
0,08
0,04
0
Re=2x105
M3 <06 ineidencio=0'v
0,5 1,2
0,2 0 , 4 0 , 5 sic 0,8 1 . 4 1 1 , 2
Figura 6.71 — Coeficiente de perda de perfil para tic = 0,20 (Ainley e Mathieson, 1951).
OPITULO 6— Turbinas a Gas 399
A eficiencia do estAgio podera ser obtida de uma maneira simplificada, usando a segli6ncia a seguir.
CAlculo de Y para o rotor e o bocal atraves dos Angulos de Os, usando a figura 6.71 e a equacao de
interpolacito abaixo (Ainley e Mathieson, 1957):
12
{ Y p ( I 3 0 )
+ P2 1 t i c Jp3Yp'---- 2 . 1 , 1 1 r Y p 0243) -
133
(6.126)
A equacAo 6.126 representa uma correctio para uma mudanca no Angulo de entrada para um Angulo
constante de salda, de maneira clue os valores de Y032 = o b t i d o s sat) valores para bocal e palheta do tipo
itnpuisiva, tendo o mesmo Angulo de sada 03 clue o Angulo da patheta (03). Esta equagao tambem inclui a
correcao para tic diferente de 0,2 e so 6 vAlida para 0,15 < tk < 0,25.
Para se obter o coeficiente de perda de perfil para angulos de incidencia diferentes de zero, deve-se
recorrer a figura 6.72 (Ainley e Mathieson, 1951) onde a relacRo YprYp(i = 0) (coeficiente de perda relativa)
funcao de iiis (incidencia relativa), onde is representa a ineidencia para as condicoes de Stall.
onde:
5,0
>------ 4,0
lc: 3 ,0
t••••
2,0
-00
'&3, 1,0
0
—4,0
c50
1,0—0,3 — 0 , 2 —0,1 0
Incidencia relativo, Vis
2,0
Figura 6.72 — VariacAo da perda relativa corn a incidencia relativa (Ainley e Mathieson, 1951),
A perda secundAria Ys e a perda por folga YF sao dadas pela equacao abaixo:
Ys + YF [ X + B(1( 1 - I cCL12[ cos2133
11 s i c o s 3pm
CL = 2(s/e) (tan 132 + tan 133) cos Pm
13m = t a n -1 [(tan 133 - tan 132)/2]
6 a folga (ver figura 6.73)
é a altura (ver figura 6.73)
B = 0 , 5 para folga radial (ver figura 6.73)
B = 0 ,25 para folga lateral (ver figura 6.73)
(6.127)
400 G e r a c a o Tenneletrica: Planejamento, Projeto e Operacao
+
8=0,5
Figura 6.73 — Esquema tipico.
0 valor de 6 um pouco mais complexo e 6 dado pela seguinte equacdo:
onde:
f
rt :=•
rr
A2 •=
A3 =
P2
133 '
n
i-k3 COS 13
A2 c°s 132
(1 + •J-r)rt
dado na figura 6.74;
rah) da ponta da palheta;
raio da raiz da palheta;
area de entrada relativa aos angulos;
area de salda relativa aos fingulos;
Angulo de entrada;
Angulo de salda.
0,03
0.1 9 , 2 2 0 ,3 0 , 4 0 , 5
(A3 cos (13)
A2 COS )32 r t
Figura 6.74 — Parametro para perda secundaria (Ainley e Mathieson, 1951).
(6.128)
CAPITULO 6 -Tarbinas a Geis 4 0 1
(In
1,8
1,6
1,4
1,2
>-• 1,0
0,8 0,02 0,040
o coeficiente de perda total 6 dado por:
e pa ra o Boca! (estator)
YN= (Yp)N + (Ys + YON
para o Rotor
YR ( Y d R + (Ys + YOR
(6.129)
(6.130)
Para perfil corn a razao da espessura da borda de fuga pelo espaco (te/s)diferente de 0,02, deve-se
aplicar a correcRo no coeficiente de perda total dada pela figura 6.75 (Dunhan e Came,1970).
0,06 0,08 0,10 0,12
te/s
Figura 6.75 Fator de correcao para teis (Dunhan e Carne,1970).
Pode ser demonstrado que a eficiencia do estagio 6 dada por:
l i C a R [X se,c2 133 + (T3/T2) sec2 a2s --= [1 +
2 U t a n 133 + tan a2 - ( M a )
onde: = YN1 / (r02/TD e = YR / (T03 /T ' )
P01
Tol I 102
Cl/2cp
Ti
02,
TO3
12
2C2/25
01
3
Figura 6.76 - Diagrama T-s.
(6.131)
e a figura 6.76 representa o diagrama T-s da turbina, exemplificando a nomenclatura das equacties acima.
402 G e r a c a o TermeMirka: Planejamento, Projeto e Operacilo
A eficiencia calculada aciuna 6 para a condicao de nao haver perda por c h o w dentro da passagetn
da palheta no pont° de projeto. Para o annero de Mach na sada da palheta acima de 1, o coeficiente de perda
de perfil Yp pode ser corrigido de acordo corn a equacao abaixo (Dunhan e Came, 1970):
y p ( y p dado pela equaço8.124) [1 + 60 (M —1)21 ( 6 . 1 3 2 )
onde: M M v 3 para o rotor e M = Me2 para o bocal.
Os dados para calculo da eficiencia acima sao validos para ntimero de Reynolds na seguinte faixa:
lx105 < Re < 3 x 105
sendo o mimero de Reynolds calculado por:
, p V CRe (6.133)
P'
onde:
p = massa especIfica na sada da palheta;
V = velocidade na sada relativa da palheta;
c = corda do perfil;
p, = viscosidade absoluta do gas em funcao da temperatura estetica.
0 numero de Reynolds medio (Rem) 6 a media aritmetica do Re do primeiro bocal e do tiltimo rotor
para o caso de turbinas de varios egtagios. Se Rem difere de 2 x 105, a correcao para a eficiencia isentropica da
turbina é dada por:
(l _rit) ( Rem
2 x l os T0 ,2 (I 111 ) R e = 2 x 105 ( 6 . 1 3 4 )
6.3.3.8 Ttrrbinas radiais
Ern uma turbina de fluxo radial, o fluxo de gas entra no rotor da turbina corn uma alta velocidade
tangencial e sai do rotor coin uma velocidade tao baixa quanto a velocidade tangencial proxima ao eixo. Como
pode ser visto na figura 6.77, a turbina 6 muito similar ao compressor centrffugo, corn excecao do anel de
palhetas dos boeais substituindo as palhetas do difusor. Alem disso, normalmente, he um difusor na sal& para
reduzir a velocidade de escape.
Os triangulos de velocidade da figura 6.77 sao tracados para as condicOeS de projeto, nas (pais a veloci-
dade relatiVa na entrada do rotor é radial (o Angulo de incidencia 6 zero) e a velocidade absoluta na safda 6 axial.
Voluto
Vanes do bocol diretor
3
Difusor
4
Cr2 rAl2
Figura 6.77 Diagrama da turbine radial e os triangulos de velocidade.
1
CAPIrmo Morores de Combusrtio Mier= (MCI) Altemativos 4 6 9
7.9 EM1SSOES NOS MCI
Os motores de combustdo intern clue atilizarn combustivel gasoso on liquido enai tern poluentes duran-
te s u a operacdo, cujos componentes toxicos principals s-ab O monOxido de carbono (CO), oxidos de intro g6ni°
(NON), hidrocarbonetos nao-queltnados ou parcialmente quelmados (CxHy), oxidos de emcofre (S0,) e
particulados, e cujas concentracoes es td° diretamente relacionadas corn a qualidade do combustive], partruetros
Ie operagao do motor (relacao ar-combustivel) e organizaço da combos tk. Nos paises desenvolvidos, com°
mbem no Brasil, ii mites de ernissdo destes poluentes so regulamentados Waves das agendas amblentals e
mostrados no capitol() 18 deste livro, onde se tratam tambem de seus mecanismos de formagao, hem corn° dos
principals tecnologias de controle,
Diferentes conceitos de motores levam a emissifoes tamb6m diferenciadas dos poluentes. Por exemplo,
para motores a Os (eielo Otto), a regido prOxima estequiometrica apresenta maiore,s emisstles de NON, CO e
HC, conforme pode ser observado na figura 7.28. A utilizagdo da quelma as regido pobre (lean burn) reduz todas
essas emiss6es consideravelmente, porom existe um tingle para clue se possa garantir uma aka eficiencia na
queima (quantidade minima de combustivelque irS garantir a combustio). hi a emissdo de partieulados, gemlmen-
te, no 6 problema nestes motores. Os SO s( podem ser desconsiderados, quando operand° corn gAs natural.
Por outro lado, oxidos de nitroganio e particulados so os componentes corn major concentracdo nos
gases de exaustdo dos motores Diesel on oleo oombustfvel• Nes Les, CO e HC sac, usualmeote desconsiderados,
encio an to clue os itaidos de enxofre dependem da fractio de enxofre do combustivel, sendo clue para Os 6leos
pesados este valor pode ser signifIcativo.
16 _
8
4 I I
0,6 I l i 1 . 0 I / ! e l 1 . 0
Excess() de or
Le 2 . 0
L t
2.2
Figura 7.28 — Eleito da relacan ar-combustivel nas ernissdes de CO e NO, ern MCI Otto a gas
(adaptado de Energy News, 1997).
Dc acord° ,aom Niemi,•1997, erniss6es tlpicas de NO, em motores diesel comerciais, sem sisterna de
controle de poluentes nos gases de exattstito, situam-se entre 6,7 e 19 g/kWb de potencia de elx°, a clue
corresponde a aproximadamente 800 a 1.600 mg/M1', valores acima dos padrOes tie emissiio da Alemanha
(capituto 18). Corn o avanco nos sistemas de combustAo e conceitos inovadores, os labricantes de motores tem
trabalnado na redu9do da emissdo de NON ern MC! a diesel. Neste mesmo trabalho, tambem so avaliadas as
emissoes dos =tares a gas e igni9aa par centelha• Para aqueles clue otilizam a queima pobre (lean burn) e
mantendo-se baixa a temperatura de combusttio, n o existem problemas corn as emissi5es de NO n o neees-
sitanda, portanto, de limpeza catalltica• Os dados fomecidos de emissao para ems motores so NO), < 1,0 gt
k W h , CO < 2,0 gl icWh e e x H y < 1,0 g/kWIts A nova gerac50 de motores a gas de alta velocidade consegue
aliar aUs eficiencia (segundo fabricantes pode ser superior a 40%) a baixas emisso'es e os de media velocidade,
470 G e r a c d o Termeigerica: Plcuiejamenro, Pr-J*10 e Operacdo
tam be'rn segundo Niemi (1997), acendem as espezificacbes dos padres de emiss5o d a Aternanha sem a necessi.
dade de se instalar conversores catallticos. Finalmente se analisou as motores gas-Diesel e duplo o6mbustivel,
gas-Diesel, o nivel de emissffo de NOx é mais alto. Segundo dados apresentados de uma central queimando gs
natural, e,ste valor esta por volta de 1.300 naglivil (11 jkWh). A instalacAO de urn sistema de tratamento catalitico
mos gase-s de exaustito permidu reduzir os nfveis de NO para cerca de 200 iiigtM (1,96 gikWh) em carga
Has motores corn duplo combustive', operand° em carga total, os valores apresentados s5o: no modo gas 0,6 a Qg
g/m3 de CO, 1,5 a 2 g/m3 de NO e por vas de 1 g/m3 de CxHy• No modo diesel, a etniss'ao de NO„ d de ceraa
de 4,5 g/m3, enquanto clue a ooncentragNo dos outros poitlentes pode ser desprezada.
Em anos recentes, tern-se aumeritado a preocupocAo corn relag5o s emissoes de cliOxido de car_
bono CO2 e °Infos gases considerados gases estufa clue contribuem ao aquocimento global. Os MCI, dada
a siva elevada eficiencla termica (fund amen talmente os de lgniclo por compressao), apresentam emissoes
espeefficas relativamente baixas deste poluente e o crescente Lisa da cogeraVio oferece grandes vantagens
na mini mizaqab destas emissdes.
Para as labricantes de centrals termel6tricas, um dos pontos a considerar desde a etapa de projeto 6 a
questa° amblental. Por isso, a maioriadas pesquls as, no sentido de nrkluimizar es Las emisslies, se tradaz em t6cnic as
modemas de controle da eon:60sta°, _II a a partir das etapas de fabricacio e projeto. Na atualidailde, alias elicAncia_s
alcan9adas na combus tab e a InstaIagRo de equipamentos auxiliares tern lev ado a minirnizar eonsideravelrnente as
emissries de poluentes nas centrals geradoras, coma consecflencia da presaa dos org5os ambientalistas.
As tecnicas de CUD trate clEks emissdespodem-se di vidir em tres grupos fundamentals:
▪ ajustes poram6tricas;
. modifioacao ou ajuste da performance da cambustaoi.
• utl l izacio de equipamentas de controle pos-combustflo.
Estes m6todossa mostrados na figura 7.29, nu ma relacAo do valor espectfico do reducAo de emissrms
versus custos de operacao e investimento (Elliot, 1997). As tdenicas de controleempregadas depenclem dos niveis
de emissrles, indicados pelos 6rgRos regulamentadores e dos equiparnentos a serem utilizados, e dependem tamb6rn
da Area de localiza9tio. Nos ELM., por exempt()) The Clean Air Amendments , ern 1990, indicou, para as areas de
restricaes arnbientals mfnimas, as denominadas tecnologlas de controle razolvels, clue pressupdem um nntner0
major de emissOes e MCDOE investimento se comparadas ks areas corn malores restricZes ambientais, ande as
melhores tecnolaglas de controle dispaniveis so de aplica9ao obrigatoria. No Capctulo 18 mostra-se Dom° so
classificadas estas areas no Brasil e o respectivos padres de erniss5o correspondentes paracada uma delas.
0
20
.2 60
100
Ajuste des parometros
de operocao
Modificogtes do combustaa
I I
Maquino de queirna
pare corn realer
catolfirco seletiva
0 1 0 2 0 3 0 4 0 6 0 6 0 7 O 8 O 9 0
Custos ralotivos
(oproc.ilo e inteLois)
Figura 7,29 — 1?..clacaa tecnologia de reducga de erniss a o $ ethstos.S[liot, T. V. Chen, K. &
Swanekamp, R. C. "Standard Handbook of Power Plan t Engineering". Copyright 1998, McGraw-Hill 1ook
Company. Reproduzid a corn autorlzayio da The McGraw-Hill Companies.
Cel. pima) 7 — Motores de Combust& Emma (MCP Alteniativos • 4 7 1
1.9.1 Nage Paramarico
Na figura 7.30 6 mostrado comb este tip° de con Vole pode en volver procedimentos complexos e de
elevados custos associados, aplicando teonologi as de Dm trole modemas clue inciu em sen sores e monitoramento
continuo dos pararnetros de operacKo.
. 0 ajuste parametric° pode reduzir as emissoes de NOx, Cxl-ty, opooidade e o oonsumo do comnbus-
i e l segundo Seja 0 Ca50, mas geralmente, precisa de outras medidas adicionais. Mem disso, essas medidos de
r e d * * estabelecem uma estreita faixa de operogio, o clue pode resultar nu ma riuzida econ arida de comhus-
i e i pobancia disponfvel. Corn o ajuste parametric°, a combust& no motor 6 Wall zada pelo balanco dos
pressoes, temperaturas e a relacgo ar-combustivet Na figura 7.2g mostrou-se clue, operand° um motor a gds
corn uma relacab ar-combustfveIpobre em relacAo ao nivel estequiom6trico, as emis sots podem ser reduzid as
consideravelmente.
Dodos do En trod
Propdedodes gibs comb;
PCI,
Mosso especificir.
Analise volomMe;c0,
Pressi50
tootornetrico
Semsores no Mbquino
Velocidode, flux°, Oirereo Los
values de press& do sis—
terno, volores de tempo rob—
ros, sinconi3rna de ;gnicAlo.
Reductio a linragem dos.
dodos Weds.
Ei[oco de onolise moterTAtico-
Bloco de (esult434:kn.
I rnixess4o Monitor
Coral.* do redukor
seletiyo cciloltlico
(SCR)
Banco de dodos
l i i gun 7,30 -.Sinmese de urn sistema de previ sac) e controle (Elliot, 1997).
7.9.2 Modilleacia da Performance da Combostio
Otimizar os processos na camara de combustão CA3mtimente o metodo mais efetivo para reduzir as
emissbes dos gases da exaustrto. Entretanto, essa oaracteristica pode requerer uma remodelagem signiticativa
nos oomponentes do motor e oustos considerdveis pod em entA° estar associados. As condicaes de co mbu sap
clue in fluem na composicito dos gases da exaustAo inoluem a temperatura e a pres siio de combust-a°, a formoVio
de mistura e a relacAo ar-combus &vet global e local (Haller e Smith, 1997; Elliot, 1997).
7.9.2.1 Tempera tura e press .5 o de combustko
0 aumento da temperatura e pressao de combusno reduz as emissaes de Cxl-ly, COV (compostos
orgfinleos volkeis) e as emissoes de fuligern• Porem, a elevalao de-sles parametros sempre ocasionam urn
aumento do formacio de NO;„ Os m6todos de redu9a0 de emissoes que afetam a,temperatura e a pressa° da
combustAo incluem, entre ou tros: a modifica950 da temperatura do or de entrada, a modifica9rio na sincroaiza-
c6o da injecAo de combustive!, o recobriment° de proteclo t6rmica, a recirctIalgo dos gases de exausttio, a
mistura e a relacgo or-combustive! e a composicao do combustive!. A seguir é fella uma breve descricAo a
respeito de oada um destes metodos Mailer e Smith, 1997; Elliot, 1997).
472 G e r a c d o TermeMirka: Planejatnento, Projeto e Operacao
•Parametro
Eralss 5o
J Tempers tura do Sr
de entrails
Porcentageari de airga
0% 25% 50% 75% 100%
PartEculados . Aumeoto
0,36 1,22 1,43 O.32 0,79
O,31 1,01 1.53 0.30 1,O1
- 0,29 1.22 • 1,53 1,59 1,16
0,25 1,28 1,52 1,63 1,25
Cx1-1y Aumento .
O,16 1,81 1,2O 0.54 0.90
0.18 1,45 1,57 O,90 O,90
0,00 0,78 1)31 1,45 O,9O •
0,00 0,90 1,81 tie O,9O
Cort5-urno de Aumento . .
rombustivel • O , 3 2 0,69 • O,98 1,3O O6
O,32 O/67 O,99 1,32 1,67
O,32 0,66 0,99 1,34 1 jo0,3 1 0.69 1,01 1,36 1,71
NOK Aliment° •
0,40 1,28 1,27 1,O0 0,74
- 0,55 O,2E 1,27 O,98 0.81
0056 1,27 1,27 1,O5 O;39 .
• O,71 1,28 1,26 1,1O 0,92
7.9.211 Modificacrto da temperatara do ar de entzada
Corn este processo se aumenta a temperatura inicial d combustab, 0 que permite alCOTIcat uma reacao
mais completa. Desta forma se reduz a concentracEto de hidrocarbonetos no queimados (CxHy) e fuligem na
exaustito. Entretanto, esta elevacito da temperatura do ar de admisslo pode provocar um a diminuiclo da massEt
de at nit camara de combus trio, decrescendo a relaclo ar-combustivel, que pode ocasionar combos tio incompleta
e aume,ntar enao a conceatraca0 de CxHy 0 fuligem na exaustio. O efeito combirtado pode resultar ern um
aumento, di minuiVto ou nenhuma mudanca nas emis sties, dependendo da s condicaes inicials.
Os adios da temperatura do ar de entrada nas emissoes de MCI diesel foram observados para um
mesmo motor operand° coin quatro temperaturas diferentes do ar de entrada, conforme a tabela 7.3 (Haller e
Smith, 1997). 0 aumento da temperatura do ar de admisao diminui as emiss5es de fuligern e CxHy em cargas
baixas e aUmenta a concentrack dos mesmos em aka s cargas. 0 consumo de combustIvel aumenta corn o
aumento d a temperatura e da carp.. As emis saes de Oxido de nitroganio aumentam para temperaturas maiores,
corn means delta ern cargas de 25% e 50% da maxima. Estee resultados so consistentes corn o comprorms so
entre a combos m a i s completa e a red ucab da massa de ar des orb° anteriorrnente..
TABELA 7.3— Efeitos do aumen to da temperatura do ar de entradu nas emissks de um motor diesel
(IlELailer; Smith, 1997)*
Expresso comp a fracilo do valor [WA() my:lido.
7.9.2.1.2 Modificac50 da sinceonizacito de lajecio do combustive]
A sincronizacrio da injeclo do combustivel podeafetar a temperattra e pmssffo de combus t50 e a mistura
ar-combustive!. Durante a prbneira etapa da cornbusao (fase de pr&rnistara on combustrto rapida), o combustivel
clue 6 pre-rnis turado corn a ar duranteoperlodo de retardatnento da igniclio (curs° de compressio) 6 eonsurnido.
Bala etapa da combustio tern u ma alta taxa de calor liberado• A prkima fase 6a de mistura controlada on diftisRo,
durattte a qual a taxa de calor liberado 6 significantemente menor do que a anterior. A etapa final 6 a que ocorre
durante o curso de expansao e apre,senta a manor taxa de calor liberado. Para uma combustrto eficiente, a taxa de
injeca-0 de combustIvel deveria ser bem baixa durarde a etapa de pr6-mistura, alta durance a etapa de difusao e se
reduzir rapidamente a zero a firn de evitar a combust:do incompletanatiltima etapa. Alias temperaturasepres-
Cotptwro 7 - Motores de Combust& kterna (MCI) Alternativos 4 7 3
ParAmetro/EmIssilo Sintronfritclo
Poreentagem de earga
0% 25% 50% 75% 100%
Panticulados Retardada 0,65 0,98 1,12 1,28 1,80
Adismada 0,22 _ 0,80 0,83 op 1,21
Consumo de combustivol Retardacia 0,29 0,61 1,01 1,37 1,75
Adiantada 0,23 0,63 0,99 04 1,22
NO, ketardada 0,56 1,11 1,00 0,85 0,72
Adiantada 0,79 1,48 1-42 1,14 0,93
sOes de co mbu slap permitem di ml nuir a emissao de CxHy particulados, custa de um au ment° nos emiseies
de NO, orem, a irdeca° de combustivel avancada aument a a NO e diminui a opacidade e os extly, enquanlo
gm um retardment° no sin croms mo da inie9lo de combustivel leva a nmadiminuicaona emissRo de NO ea
um aumen to de CI( e particulados, conforme pode ser observed° na figura 7,31.
260
220
.1100
140
100
4 3 2 1 1 2 3 4 5
Ow] ncodo Retardado
}1uança no [(lido ignic60
Figure 7,31 — Vari acio tipica das emiss6es corn relacao a aincronizac d a 'Ricci() (B osch, 1994).
Para se obter uma combustao et-joie-ate, existe urn ponto 6 tan° no qual o combustive' deve ser inj eta-
do, coma mostrad° a figure 7.31, sendo e-ste o polite' de mlnimas emissdes. Este ponto Liao 6 o clue apresente
major pot6ncia e nem melhor eficiencia — existe um rrade-off a ser perseguido, que resultara ern diferentes
"pontos de °limo", depend endo do objetivo: maximizer potincia, eficiencia au minimizer emissCles. Se este
ponto é altered°, podem-se obter ernis saes de NO, maximas, no caso de uma irtjack adiantada ou Emmen to dos
errliSSaS de ext ly, no caso da injeca° retarded% 0 efelto da modificacao ou alteracao no sincronismo da
injeci° do combustive! pode ser observed° compakando-se as emissoes do motor trabalhEmdo em sequencias
diferentes de injecao: retarded a e avancada, COM() mostra a tebela 7.4. E, como esperado, a insiecao adiantad a
provoca uma diminuicAo de CxHy, opacidade e consumo de combustive!, aumentando as emisseoes de NO,
(Hailer a Smith, 1997),
Pare abler um conirole °lima da illjeca0 de combus ttvel em mo tares a gas, existem ceenologiasinoder-
nas de contrale que monitor am a quantidada de combustivel fomecida e a sincronismo na injecio de forma
independente, em cada cilindro do motor. Estes parametros so uma [uncap da cargo, velocidade e temperature
dos gases na ekaunio, os goals sao monitoradas e usados como valores de entrada num sistema decontrole, qua
regula a quantidade de combustivel fomecida, conseguindo-se que cede cilincira opere na area de men ores
erniss6es corn altos eficianclas (Wideskog 1998). Na figura 7.326 mound° a esquema de courtm/e individual de
um cilindm do motor Witxtsila 1 81/50D.F.
TABELA — M i t ° da sincronizac.ao no injerblo de combustive! num motor diesel (Haller; Smith, 199I)*
*Expresso como a fraco do vaior medic' medido.
474 G e r a c d o Termaterrica: Plartejamento, Projeto Operacdo
sc m
Voile* principal
de & J e s s &
de O s
Entrada
—rpm
—kW
—Ar/Cornb,
—etc...
Sensor de
combustOo
%%Wok de
jecd 0
Figura 7.32 — Principle do sisterna de. con trait do motor (S CM) inclividm I para cads cilindro do motor Warts'la
Isv5onF (cvide_$kog and HOrtginS, Wartsi NSD).
7.9.1.1.3 Recobrimento de pro tecao ternalea
0 recobrimento de protecao 'be/mica envolve a aplicacao do Ulna camada certirniea resistente na
superficie interior da cRmara de combustao, especificamente no topo do pistao e no cabecole do cilindro, onde
acontecem as alias temperaturas. Essa camada reduz as perdas de calor darante o curs° de poteneta•
De forma geral, pode-se dizer clue o motor upenth mais quente e isso ith aumentar as emissoes de
NOx; 0 que maatem attos valores de temperatura na dim arc de combustao, encurtando o tempo entre 0 Well)
da injecao do combustive" e a ignicao. Isto red uz a temperatura e pressao maximas localizad as no panto central
de combustao da pre-mistura, o quo pode tamb8m reduzir a emissgo de NOx. Bata camada isolante tern side
emprogada corn suoesso em motores o b t e n d o - s e aurriontos de potancla, diminuicao do consamo de
combustive' e das emisstl'es de NO,, particulados o opacida de (Winkler ez aL , 1992).
7.92.14 Recireulacao dos gases de exaustio
A recirculacao dos gases de exaustao compreende a mis tura de 5 a 20 d o s gases da exaustao corn 0
ar limp° qua entra na dmara de oombu s Lao, Este metodo diminui a bemperatura maxima do combusta'o, reduzin-
do as emissOes de NO, (Heywood, 1988). Porern, tern como desvantagem 0 Rumen to do cons nMO de combus-
tive], as emissdes de Cxliy, oompostos organicos voliteis e a opacidade na exauscrio e, tamb6m, reduz a
potenela do motor. A recirculagto pock ser efetuada por uma tubulacdo ou atraves de passagens intemas no
cabecote do cilindro, Estes gases podem precisar de uma filtragem antes de entrar na camara de co mbustio e
quo pode aumentar a contrapressao no motor e atetar 0 rendimento da mesma.
7.9.2.1.5 Mistura de ar-combustivel
Modificac6es no projeto e operagRo dos motores quo afetam a mistura ar-oombus Live! ineluern altera-
Oes na nebulizacAo do combustive! e nirbulencia na camara de combusifto. Melborando-so a nebulizaqao
consegue-se quo a combustive] sej a melhor distribuldo na carnara de combustrio e misturado rapidamente corn 0
az Is to meltiora a eficiencia da combustAo e reduz as emiss6es de CxHyefuligem. Desta forma, se melhora 0
processo de combustao rnas, se sao akancadas temperaturas etevad as, pode-se pmduzir aumoiios das emissries
do NON. Algumas das modifica95es quo permi ciri m melhorar a nebuliza9ao inoluem o aumento da pressaq na
bomba de injefao do combustive!, ailment° da pressfto no fechamento da aguIlta nos injetores e reducao das
di mon saes do oriffclo na boquilba do injetor,
CAPITOL° M o t o r e s de Combust& Intemet (MCI) Alternotivos 4 7 5
Parametra Emissfio Topo do pistil')
Poreentagena da carga
0 % 25% 50% 75% 100%
Opacidade . Plana 0,28 102 1,36 1,54 152
Caiddadc 0.19 1,02 1,20 1,29 0,99
Combusn\itis Plana 1,05 1,44 1,48 E,I8 E.05
Cavidatle MO 0,66 151 1,18 0,66
NO Plana 0.63 109 0,92 0,85 0,79
Cavidade 0,71 1,39 1,37 1,19 . 1 , 0 0
Tamb6m o aumento dz turbulEncia na amara de combusWo permite uma meihoria da mistura at--
combustive'. A janela de entrada de ar no cllindro deve ser projetada para criar um vortice durante as cursos de
admissao e compres sat). Isto requereri a modifica96 es no cabecote do citindro e na configura9ao da valv ul a de
en trad a. 0 wan Lento da turbulencia na cimara de combusWo proporciona uma combo sao mais completa, redo-
zindo as emissoes. 0 topo do pis taco deve ser projetado para aumentar a turbalencia e a mistura dos agentesda
combustao. 0 efetto desta cavidade pock ser observado na tabela 7.5 numa comparacal das emissoes num
motor corn o topo do pi s tffo piano e outra corn uma cavidade. Pod e-se observar que corn a cavidade se prod uz
um decrescimento da opacidade e da s emiss6es de exHy e urn aumento d as end s sC3es de NO,.
TABELA 7.5 — M i t a da forma do topo do pisbio nas emisso'es de um motor diesel
(Haller; Stnithol.997)*
* Expresso coma a 1taclo do vator m&lio medido.
1.9.2.1•6 Relacio sr-combustive]
0 fomecimento his uficiente de ar na amara de corn bus to provoca alteracdes na uniformidade da
combustio, levando a urn aumento da opacidade, emissAo de Cxliy e constIMO de combustivel. Modifica-
goes no projeto e operacRo do motor quo podem alterar esta relacao incluem o ajuste da sincronizacio da
valvu la de admi s sTuo, otirnizaço do turb000mpress or, controle da relacAo ar- cc mb us tivel e a us o de aditivos
oxigenados.
Os deltas da relacAo Ili-combustive' nas emissties de um motor Diesel podem ser observadas, comp a-
rando as emissOes de um motor operand() corn diferente carga e diferente pressffo do ar de entrada, conforme a
tabela 7.6 (Hailer; Smith,1997). Observa-se clue o increment° da pressAo do aide entrada diminui as ernissoes
de Cxtly e 0 COnStImo de combustive'. As enfISSOCS de NOx tambe'm dearescena coma aumento da relaclo at--
combustive]. Isto se clove ao au mento da massa de ar nacarnara de co mbu s trto, o clue faz di min Oh- a temperatura
de combustAo. 0 au mento da massa de ar na entrada tamb6m dilui os gases da exaustAO, o quo faz decrescer as
concentracoes de NO, (vide capitulo 18).
Para se ter um '5Lirno desempenho do motor, 6 essencial ter uma relagAo ar-combustfvel correta para
todas as situ ac5es. Por exempio, motores de quelma pobre podem utilizar uma valvala de p assagem dos gases de
exaustio e uma vitIvula de estrangulamento do ar para ajustaresta relacAo. A valvula de passagem de gas faz um
by-pass de parte dos gases de exaustao que passam pelo turboalimentador, Esta %PAM& trabalha coma um
.mgu'actor e ajusta a relacrto ar-combustivei para o valor correto cornretacAo I %Farina° da s condigAries ambientals
no local da instalacao (tempera tura ambiente, umidade, etc.). 0 controle da valvula de estrangulamento de ar 6
baseado na vdocidade e carga do motor, sendo a mes ma colocada apos o resfriadar do ar. 0 con vole da valvula
de passagem de gases de exsustAb 6 baseado na carga do motor e na pressAo do ar "earregado". A figura 7.33
mostra eMe process°.
476 G e r a v 4 o Thrrnelerrica: Planejamento, Prr* I0 e Opera go
PorfintrefEmissao Pressilo da earada ar
Porcentagem chi cargo nominal
0% 25% 50% 75% 100%
Opocidode Aurnontando
I t 0 . 2 3
—
0,49
0,20
0.64
0,77
• 0,32
0,34
0.18
0,69
0,71
0,73
1,17
1,08
1,11
1,15
1,73
2,27
2,43
2.46_
CXHY Aumentando
t
—
0.80
0,40
0,40
1,79
1,2O
1,00
0,80
1,59
1,20
1,00
0,80
1,40
1,O0
0,80
0,66
1,40
1,20
0,80
0,80_
Consurrio dc cornbastivel Aumentando
11
—
0,27
0,27
0,26
0,62
0.62
0,60
0,58
1.O0
0.98
0,9
0,92
•
1,37
1,32
1,28
1,25
1,7/
1 0
1,65 ,
1,M .
NOx Aurnentorido —
0.61
0,48
0,44
1.51
1.32
1.17
1,04 -•
iet0
1.32
1,26
1,20 I
1.03
1,03
0.99
0,94
0 . 8 I I l.
0,86
0,82
_0,79
By—pcss gases
do exaustlio
Excustil
Estrongulomento
do or
ew-,0 ,
r sem F - - - - - - - Ve l o c I d o d e
A
711
Desempenho do
cornbustdo
Figura 7,33 — Si sterna de controle do motor (SCM) para o momtoramento da relacao Ea.-combustive!
(Wideskog and Horrans, Wartsila MD).
TABELA 74 — Efeitos da press lio do ar de entrada para difercntes carps do motor
(Hailer, Smith, 1997)*
Express D como a fraglo do valor mdio mei:Edo.
CApnlaa 7 - Motores de ambush:10 Inferno (MCI) Alternatives 4 7 7
7.93 ligament° POs-Combustao dos Gases de Exausta°
.0 tratamento dos gases de exaust6o inchn tecnologias e equipa mentos como Os conversores cataliticos
(NO), tiltros e preclpitad ores eletrost5ticos (partioulados), lavadores de gases ou scrubbers (particulados e
SO), encarregados de controtar as emiss 6es nos gases de exams trio, Existem Arias desvantagens ass ocia das
a es tes trammentos. A contropress5o produzida porestes sistemas pode a tetar o rendimento do turbocompressor,
especialmente durante a operacio corn baixas cargas. Os requerimentos de energia eldtrica destes equipamen-
tos podem influir tambem no au mento do cons umo de combustivel,
g fundamental assinalar clue a essencia dos m8todos de controle p6s-combustao 8 a mesma utilizada
para centrals de grande porte, sendo estes apresentados corn maior detalhe no capltuto 18. Visando ulna
exemplificacao de instalacoes de controle ern centrals einpregando MCI, as figuras 7,34, 7.35 e 7.36 apresentarn
esquemas de uma ins talagao corn reator catalltico selefivo pars 0 controle de NO instalada na planta Shiba
Shipyard, no Japgo, e um esquema do controle de injecilo do solucao dgu a-amoni a utilizada pela WartsilN. Dove-
se salientar clue este tipo de sisterna de controle de NOx extremamentedelicado, poi s emcaso de desbalanceamen to
ou falha do slstema de control; o motor poderA ernitir amonia, que tEtmb8m constitui um poluente.
Queimcdor de duto
teigura 7.34 — InstalacTto de em rea tor seletive catalttico ia planta Shiba Shipyard no Jape
(Orene; Hellmann, 190),
Figura 7.35 — Esquema de control e de Injec le de amania num eator catalltico utilizado pelt' Wittsilti.
(Power Master, Plant Tecknelogy).
T
418 G e r a r . d o Terrneletrica: Plaffejamento, Projeto e Operactlo
Coldelto recuporolive
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De SiN
Figura 7.36 --E,squema de u ma insta IRO° de dial() combinado corn MCI e turbin a a vapor corn
controles de NO, e SO, (Power Master, ''References'')
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