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Aula 4 – Turbinas a gás e ciclo Brayton Máquinas Térmicas Prof. Josimar Souza Rosa Turbinas a Gás Historicamente foram realizadas muitas tentativas de colocar em operação uma turbina a gás, pois havia dificuldade de operação em relação aos equipamentos a vapor devida simplicidade destes. Durante muitas décadas tentou-se obter trabalho útil a uma temperatura que os materiais suportassem. Ciclo proposto por George Brayton em 1870 Primeira patente: John Barber em 1871, sem sucesso. Primeira tentativa bem sucedida: Aegidius Ellng em 1904, potência líquida de 11 HP, câmara de combustão a pressão constante. Primeira comercialização: Brown Boveri (atual ABB) em 1939. Turbinas a Gás Aplicação aeronáutica Turbinas a Gás Geração de energia Turbinas a Gás Navios Turbinas a Gás Pontos de desenvolvimento nas últimas décadas: - Aumento da temperatura do ar na entrada; - Melhora do desempenho dos componentes, principalmente as pás de compressores e turbinas, e da câmara de combustão; - Materiais resistência a altas temperaturas e tecnologias de resfriamento. Ciclo Brayton Turbinas a Gás Ciclo Brayton Turbinas a Gás Classificação da turbinas a gás Heavy Duty Aeroderivativas Oriundas de projetos aeronáuticos para aplicação industrial Projeto exclusivamente industrial Aeronáutica Projeto para aviões Turbinas a Gás Heavy Duty Projetadas especificamente para aplicação industrial Flexibilidade de combustível Robustez Potência até 340 MW Grande aplicação é a geração de eletricidade Possui larga área frontal, incidindo em baixa velocidade do ar na entrada Ciclo Brayton Turbinas a Gás Ciclo Brayton Turbinas a Gás Aeroderivativas Economia no projeto Ocupam menor espaço Possuem menor relação peso/potência Potência até 50 MW Aplicadas em plataformas Constituída de um gerador de gás e uma turbina livre Necessita modificações para queimar o combustível industrial Nome da Apresentação Turbinas a Gás Turbinas a Gás Câmara de Combustão Possui a finalidade de queimar uma quantidade de combustível fornecida pelo injetor com o ar proveniente do compressor, bem como gerar um fluxo de gás uniforme para a turbina nos diversos regimes de operação. Componentes básicos: Carcaça Difusor Tubo de chama Bico injetor de combustível Turbinas a Gás Evolução das câmaras de combustão Turbinas a Gás Turbinas a Gás Turbinas a Gás Turbinas a Gás https://www.youtube.com/watch?v=ptRsKwDWtfA https://www.youtube.com/watch?v=GF-70yncAVY Turbinas a Gás Turbinas a Gás O ciclo teórico criado por George Brayton diferia dos demais estudados até agora em relação ao processo de rejeição de calor, que é realizado a pressão constante. Compressão isentrópica (1-2): COMPRESSOR Fornecimento de calor a pressão constante (2-3): TROCADOR DE CALOR Expansão isentrópica (3-4): TURBINA Rejeição de calor a pressão constante (4-1): TROCADOR DE CALOR Turbinas a Gás Balanço térmico Calor que entra Calor que sai Eficiência térmica Por que máquinas térmicas de tamanhos maiores tendem a ter eficiências maiores? 1 1 1 2 2 2 V = 1 m³ A = 6 m² V = 8 m³ A = 24 m² V aumentou 8x A aumentou 4x 1) Uma usina termelétrica com turbina a gás opera em um ciclo Brayton ideal com razão de pressões igual a 8. A temperatura do gás na entrada do compressor é 300 K e na entrada da turbina 1300 K. A vazão mássica de gás é 11 kg/s. k=1,4; R=287 J/kg.K; cp = 1,0045 kJ/kgK a) Quais as temperaturas do gás na saída do compressor e da turbina? b) Qual a eficiência térmica do ciclo com base no qe e qs? c) Qual a potência líquida desenvolvida pela turbina? A temperatura 2, na saída do compressor, será: A temperatura 4, na saída da turbina, será: P2=P3 P1=P4 rp=P2/P1 1) Uma usina termelétrica com turbina a gás opera em um ciclo Brayton ideal com razão de pressões igual a 8. A temperatura do gás na entrada do compressor é 300 K e na entrada da turbina 1300 K. A vazão mássica de gás é 11 kg/s. k=1,4; R=287 J/kg.K; cp = 1,0045 kJ/kgK a) Quais as temperaturas do gás na saída do compressor e da turbina? b) Qual a eficiência térmica do ciclo com base no qe e qs? c) Qual a potência líquida desenvolvida pela turbina? P2=P3 P1=P4 A eficiência térmica será dada pela equação 14: Se a eficiência térmica for calculada pela equação 19: rp=P2/P1 1) Uma usina termelétrica com turbina a gás opera em um ciclo Brayton ideal com razão de pressões igual a 8. A temperatura do gás na entrada do compressor é 300 K e na entrada da turbina 1300 K. A vazão mássica de gás é 11 kg/s. k=1,4; R=287 J/kg.K; cp = 1,0045 kJ/kgK a) Quais as temperaturas do gás na saída do compressor e da turbina? b) Qual a eficiência térmica do ciclo com base no qe e qs? c) Qual a potência líquida desenvolvida pela turbina? P2=P3 P1=P4 rp=P2/P1 Turbinas a Gás em Aviação A expansão na turbina ocorre apenas para acionar o próprio compressor e acessórios; O objetivo é produzir gases em alta velocidade e empuxo suficiente para movimentar o avião; Seu ciclo é representado pelo Brayton, porém o trabalho líquido é igual a zero (ideal). Turbofan Turbinas a Gás em Aviação Turbohélice Turbinas a Gás em Aviação Turbojato Turbinas a Gás em Aviação Equacionamento: Força de empuxo Potência de propulsão Eficiência de propulsão Turbinas a Gás em Aviação h w w q q s e s e D = - + - ) ( ) ( ) ( 2 3 T T C q p e - = ) ( 1 4 T T C q p s - = k k p t r / ) 1 ( 1 1 - - = h ) ( ) ( ) ( . . . ent sai ent sai V V m V m V m F - = - = av ent sai av V V V m FV p W ) ( . . - = = , . Pr ent p p Q W ia adaDeEnerg TaxaDeEntr opulsão PotênciaDe = = h
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