Diseño básico de una cámara de combustión para una micro turbina a gas

Ingeniero Civil IndustrialLas turbinas a gas son turbomáquinas que funcionan en base al ciclo Brayton abierto y son particularmente eficaces como tecnologías de cogeneración. Las cámaras de combustión presentan una serie de componentes de alta relevancia para el óptimo funcionamiento en condiciones seguras, mencionado lo anterior es que el presente trabajo se enfoca en resolver tópicos sobre fenómenos de combustión y estabilidad de flujo para un diseño que permita una correcta operación. La presente memoria tiene como objetivo el rediseño de la cámara de cámara de combustión de una turbina a gas desarrollada conceptualmente en el año 2011 en el DIMEC; con el propósito de su fabricación y el desarrollo de una tecnología para generación de electricidad y calor en zonas residenciales aisladas del sistema de distribución eléctrica. Las cámaras de combustión se componen principalmente de tres elementos, el difusor, el liner, el anillo de distribución de combustible y la bujía. En la presente memoria se diseña una cámara de combustión anular con 88 [mm] de diámetro exterior, 31 [mm] de diámetro interior y un largo de 133 [mm]. Se diseña un difusor de tipo dump de 50 [mm] de largo y un rendimiento del 50% que toma el flujo de aire proveniente del compresor radial y lo descarga en forma axial en el liner a la altura del radio medio de la cámara de combustión. El anillo distribuidor de combustible tiene 12 agujeros de salida que descargan al radio medio del liner, la mezcla es encendida por una bujía comercial YI-24. El diseño del liner identifica 4 zonas del proceso de combustión, con un área transversal definido por un anillo de 78 [mm] de radio exterior, 36 [mm] de radio interior y un largo de 74 [mm]. Se define el número, el diámetro y el arreglo de agujeros que permiten una entrada controlada del aire primario y secundario en cada zona de combustión. Se obtienen resultados mediante simulación CFD del diseño en ANSYS Fluent, donde las temperaturas máximas de las paredes en el liner están entre los 1080 [°C] y los 1180 [°C], la temperatura promedio a la salida del combustor es de 980 [°C], valores por debajo de las temperaturas máximas de servicio de los materiales seleccionados para la fabricación de la turbo máquina. En la sección de discusión se exponen los efectos que tienen el cambio en la geometría, la distribución de agujeros en el liner y las dimensiones de los componentes, por otra parte, se analiza el resultado del uso de los criterios de diseño y su efecto en micro combustores. Se concluye que los criterios expuestos son una buena primera aproximación de para obtener las dimensiones y forma del combustor, aquellos criterios más especializados permiten lograr un diseño más acabado sin necesidad de la prueba y error. Con tal de validar el diseño es necesario realizar simulaciones para evaluar el comportamiento ante fenómenos que no considerados en la geometría. Los resultados obtenidos mediante la metodología empleada y el desarrollo de la presente memoria permiten el diseño de una cámara de combustión para una operación segura