UNIVERSIDAD NACIONAL DEL CALLAOFACULTAD DE INGENIERIA MECANICA-ENERGIAESCUELA PROFESIONAL DE INGENIERIA MECNICA

TEMA DE LA TESINA:OPTIMIZACIN DEL CICLO JOULE BRAYTON Y SU RELACIN CON LA PERFORMANCE DE LA MAQUINA

CURSO:TERMODINAMICA 2

PROFESOR:ING. DR. JOS HUGO TEZN CAMPOS

CICLO:6TO CICLO

INTEGRANTES:

CALLE VILLA DIEGO

CCERES RIVERA YELSON ANTN ECHE JOS COLLAO GUERRA ANDR

Problema de investigacin:Problema general EL ciclo joule Brayton tiene una eficiencia el cual depende de la relacin de los calores producidos por la combustin y el que libera o pierde durante el ciclo; y es por ello que se requiere saber cmo optimizar la eficiencia en mquinas que operan con ciclo joule Brayton ? . cmo optimizar el mximo aprovechamiento del calor obtenida de la cmara de combustin? .Si se trata de proyectar una turbina a gas Qu relacin de presiones se debe elegirla que hace mximo el trabajo neto o la que hace mxima la eficiencia trmica del ciclo?

Objetivos:Objetivo general 1) Conocer los mtodos para optimizar la eficiencia del ciclo joule BraytonObjetivos especificos2) Analizar las eficiencias funcionamiento de los ciclos de potencia: ciclo joule Brayton simple ciclo joule Brayton con regeneracin ciclo joule Brayton con interenfriamiento, recalentamiento y regeneracin.

3) Conocer los mtodos para aumentar la potencia de salida de un motor que opera con ciclo joule Brayton.

Hiptesis 1) Si se aprovecha al mximo el calor de combustin que se le da al gas entonces se optimizara la eficiencia de ciclo joule Brayton. 2) Si se disminuye la cada de presin en la cmara de combustin en un ciclo real de joule Brayton producir una mayor potencia de salida en la turbina.

Antecedentes

Hoy en da, el diseo de turbina de gas que se ha impuesto est basado en un compresor axial multietapa, una cmara de combustin interna y una turbina de expansin, todo ello construido de una forma bastante compacta que da idea de un equipo unitario. Pero al diseo de turbina predominante hoy en da se ha llegado despus de una larga evolucin desarrollada a lo largo del sigo XX, principalmente.En 1687 Isaac Newton anuncia sus leyes del movimiento. Entre ellas, la tercera ley anunciaba que existe un equilibrio entre accin y reaccin: para cada accin habr una reaccin de la misma fuerza e intensidad pero de sentido opuesto. Un ejemplo puede verse en la figura 4 Cuando las fuerzas se equilibran, son iguales en todas las direcciones. Pero al pinchar el globo o soltar la boquilla ocurre una accin que desequilibra el sistema.La primera turbina de gas realmente construida fue concebida por J.F. Stolze en 1872 a partir de una patente de Fernlhougs, y construida realmente entre 1900 y 1904. Constaba de un compresor axial multietapa, un intercambiador de calor que precalentaba el aire antes de entrar en la cmara de combustin, utilizando los gases de escape de la turbina para este fin, y una turbina de expansin multietapa. A pesar de lo genial del diseo, el poco xito fue debido al bajo rendimiento tanto del compresor como de la turbina, por las bajas relaciones de compresin y la baja temperatura mxima alcanzada en funcin de los materiales disponibles en la poca.La relacin de compresin era sin duda uno de los retos a superar para el desarrollo de las turbinas, pues mientras no se consiguieran compresores eficaces era imposible desarrollar turbinas con rendimientos que permitieran su desarrollo. Los primeros turbocompresores axiales de rendimiento aceptable aparecen en 1926, A. A. Griffith establece los principios bsicos de su teora del perfil aerodinmico para el diseo de compresores y turbinas, y es a partir de aqu cuando se emprende el desarrollo de los compresores axiales. La teora del perfil aerodinmico expuesta por Griffith es sin duda un importante hito en el desarrollo de las turbinas de gas tal y como las conocemos hoy en da, y gracias a los conocimientos desarrollados por Griffith se consigui desarrollar compresores y turbinas de alto rendimiento.Hasta 1937 todos los desarrollos de turbinas de gas tenan una finalidad industrial, y no conseguan competir con los motores alternativos a pistn, debido siempre a su bajo rendimiento mximo (20%). Pero sus caractersticas de bajo peso y pequeo volumen hicieron que un poco antes del inicio de la segunda guerra mundial comenzara el desarrollo de turbinas para uso aeronutico. As, Whittle en Gran Bretaa en 1930 concibi y patent el uso de un reactor como medio de propulsin. Alemania, por su parte, tambin desarroll en paralelo su primer motor a reaccin para aviacin. En 1939 Heinkel hizo volar el primer avin utilizando un motor a reaccin de gas. No obstante, con las mayores velocidades alcanzables aparecieron nuevos problemas aerodinmicos que tuvieron que ir solucionndose. Hasta el final de la guerra (1944-1945) no se consigui que un avin propulsado consiguiera volar de forma eficiente.Este uso masivo del motor de reaccin unido a los nuevos conocimientos de aerodinmica permiti el desarrollo de turbomquinas con alto rendimiento. De esta forma, a partir de los aos 60 el uso del reactor se generaliz y en la dcada de los 70 prcticamente toda la aviacin de gran potencia era impulsada por turbinas.El desarrollo de la turbina de gas ha tenido histricamente, pues, tres obstculos que han dificultado y ralentizado su desarrollo:-La relacin de compresin del compresor y su rendimiento.-La resistencia de los materiales para poder usar altas temperaturas en la cmara de combustin y en las primeras etapas de la turbina.-En menor medida, la dificultad para controlar todo el sistema de forma manual.El desarrollo de la turbina de gas slo ha sido posible tras desarrollar un compresor axial a partir de la mejora de conceptos aerodinmicos, que han permitido altas relaciones de compresin. El segundo de los pilares ha sido la innovacin tecnolgica en el campo de los materiales, con el desarrollo de nuevas aleaciones monocristal y recubrimientos cermicos. Esto, unido un profundo estudio de la refrigeracin interior del alabe ha permitido alcanzar temperaturas muy altas tanto en cmara de combustin como en las primeras ruedas de labes.La tercera de las claves ha sido el desarrollo de la informtica. El empleo de ordenadores ha permitido por un lado poder simular determinadas condiciones y comportamientos, para as mejorar los diseos. Por otro, ha permitido desarrollar sistemas de control que permiten de forma muy sencilla para el operador arrancar, parar y vigilar los principales parmetros de operacin de la mquina minuto a minuto, y adems pueden diagnosticar el estado tcnico del equipo y predecir futuros fallos.En la dcada de los 70 se intensific el uso de turbinas para generacin de electricidad. As, en 1974 se construy la primera instalacin de 50 MW. En Espaa, la primera turbina de gas de gran tamao (260 MW) se puso en marcha en el ao 2002, arrancando la era de las centrales trmicas de ciclo combinado que ya haba comenzado haca tiempo en otros pases.Aqu se detalla algunos trabajos y tesis sobre el mejoramiento de las turbinas a gas 50: Motor del Hroe - Al parecer, el motor de vapor del Hroe fue llevado a no ser ms que un juguete, por lo que su potencial no se dio cuenta por siglos. 1500: El "Chimney Jack" fue elaborado por Leonardo da Vinci: El aire caliente de un incendio se eleva a travs de un rotor de turbina axial de una etapa montada en el conducto de escape de la chimenea y girar el espetn de conexin de engranajes/cadena. 1629: Los chorros de vapor girar una turbina de accin que luego condujo un molino de estampacin de trabajo por medio de un engranaje cnico, desarrollado por Giovanni Branca. 1678: Ferdinand Verbiest construy un modelo de carro de depender de un chorro de vapor de poder. 1791: Una patente se le dio a John Barber, un ingls, para la primera turbina de gas verdadera. Su invento haba la mayora de los elementos presentes en las modernas turbinas de gas da. La turbina fue diseada para alimentar un carruaje sin caballos. 1872: Un motor de turbina de gas fue diseado por Franz Stolze, pero el motor no corra por sus propios medios. 1894: Sir Charles Parsons patent la idea de propulsar una nave con una turbina de vapor, y construy un buque de demostracin, el Turbinia, fcilmente el buque ms rpido a flote en el momento. Este principio de propulsin sigue siendo de alguna utilidad. 1895: Tres 100 kW Parsons generadores de flujo radial de 4 toneladas fueron instalados en la central elctrica de Cambridge, y se utiliza para alimentar el primer sistema de alumbrado pblico elctrico en la ciudad. 1899: Charles Gordon Curtis patent el primer motor de turbina de gas en los EE.UU.. 1900: Alexander Sanford Moss present una tesis sobre las turbinas de gas. En 1903, Moss se convirti en un ingeniero para el Departamento de turbina de vapor de General Electric en Lynn, Massachusetts. Mientras que all, l solicit a algunos de sus conceptos en el desarrollo del turbocompresor. Su diseo utiliza una pequea rueda de la turbina, accionada por los gases de escape, para activar un compresor. 1903: Un noruego, gidius Elling, fue capaz de construir la primera turbina de gas que fue capaz de producir ms energa que la necesaria para ejecutar sus propios componentes, que se consideraba un logro en una poca en que el conocimiento sobre la aerodinmica era limitado. Uso de compresores rotativos y turbinas que produce 11 caballos de fuerza. 1906: El motor de turbina de Armengaud-Lemale en Francia con la cmara de combustin enfriada por agua. 1910: Holzwarth turbina de impulso logra 150 kilovatios. 1913: Nikola Tesla patentes de la turbina de Tesla basado en el efecto de capa lmite. 1920 La teora de la prctica del flujo de gas a travs de pasos fue desarrollado en la teora ms formal del flujo de gases de superficies de sustentacin en el pasado por AA Griffith como resultado la publicacin en 1926 de una teora aerodinmica del diseo de la turbina. Trabajo diseos banco de pruebas de turbinas axiales apropiados para la conduccin de un propulsor fueron desarrolladas por la Royal Aeronautical Establishment probar la eficacia de la configuracin aerodinmica de las palas en 1929. 1930: Despus de haber encontrado ningn inters por parte de la RAF por su idea, Frank Whittle patent el diseo de una turbina de gas centrfugo de propulsin a chorro. El primer uso exitoso de su motor era en abril de 1937. 1932: BBC Brown, Boveri y Cie de Suiza se inicia la venta de compresor axial y turbosets turbina como parte de la generacin de vapor turbo Velox caldera. Siguiendo el principio de la turbina de gas, los tubos de evaporacin de vapor estn dispuestas dentro de la cmara de combustin de la turbina de gas, la primera planta de Velox fue erigida en Mondeville, Francia. 1934: Ral Pateras de Pescara patent el motor de pistn libre como un generador de gas para turbinas de gas. 1936: Hans von Ohain y Max Hahn en Alemania estaban desarrollando su propio diseo patentado del motor. 1936 Whittle con otros respaldados por inversin forma Jets Power Ltd 1937, el primer motor de Jets de energa corre y impresiona Henry Tizard de tal manera que se garantice la financiacin del gobierno para su desarrollo. 1939: Primera 4 MW utilidad de generacin de energa de turbina de gas de la BBC Brown, Boveri y Cie para una estacin de energa de emergencia en Neuchtel, Suiza. 1946 Nacional de Gas Turbine Establecimiento formado de Power Jets y la divisin de turbinas RAE reunir Whittle y el trabajo de Hayne ConstantPara alcanzar los avances tecnolgicos que se han mencionado a lo largo de esta seccin, se necesit el desarrollo tcnico de ciertos elementos crticos; que se explican a continuacin. En primer lugar, los avances metalrgicos. El desarrollo tecnolgico que envolvi a la metalurgia permiti que se emplearan altas temperaturas en la cmara de combustin y ciertos componentes de la turbina. En segundo lugar, la acumulacin de conocimientos en cuanto a aerodinmica y termodinmica. Por ltimo, la utilizacin de las computadoras para el diseo y simulacin de superficies aerodinmicas y formas de enfriamiento de la cmara de combustin y de los labes de la turbina La combinacin de los tres avances indicados condujo directamente a mejoras en: el diseo de compresores, lo que involucraba aumento de la relacin de presiones, el diseo de la cmara de combustin, el diseo de la turbina, con labes de monocristal y enfriamiento de la misma, y en general, mejora del rendimiento de la unidad como un todo .Asimismo, las turbinas a gas que por lo general han sido tolerantes a un amplio rango de combustibles (desde lquidos a gases, con altos y bajos poderes calorficos), ahora tambin funcionan con carbn y madera gasificados. Otro factor que contribuy al xito de la turbina a gas fue la capacidad de simplificar el control de esta mquina con gran capacidad de respuesta mediante el uso de computadoras para controlarla. Estas computadoras no solo se encargan de arrancar, detener y conducir la operacin de la turbina a cada instante (y el equipo impulsado por esta), sino tambin se encargan de informar acerca del estado de la unidad (diagnosis), y de predecir futuras fallas de la misma .

Marco teorico

Descripcin de una turbina a gas Los desarrollos tecnolgicos alcanzados en las turbinas a gas hacen que, para los diversos usos de esta, existan equipos con caractersticas puntuales que les permiten desarrollar las actividades para las que fueron diseadas con gran eficiencia. La primera gran diferencia que se debe tener en cuenta con las turbinas a gas, est entre las turbinas generadoras de potencia (o de uso industrial), que son aquellas que generan potencia en el eje, para luego generar electricidad; y las de uso areo (utilizadas como propulsin en aeronaves). Si bien es cierto que ambas provienen de un mismo concepto, hoy en da cada una tiene peculiaridades que las diferencian notoriamente de las otras. Sin embargo, antes de seguir escarbando en estas diversas particularidades que se pueden encontrar en las distintas turbinas a gas, resulta imprescindible detenerse en este punto e indicar lo siguiente: dado que esta tesis consiste en realizar la metodologa para el anlisis exergtico de una turbina a gas, es importante puntualizar que la turbina a analizar es la turbina ubicada en el Laboratorio de Energa de la Universidad. Dado que es de uso instructivo, esta turbina es comparativamente simple en cuanto a su funcionamiento y complejidad, y obedece a un ciclo termodinmico simple. Mayores detalles de la turbina en cuestin se explicarn posteriormente; pero lo importante a destacar aqu es que la descripcin que se realizar en este apartado sobre turbinas a gas comprende solo los componentes necesarios para conocer el hardware de la misma y poder realizar los anlisis necesarios entendiendo plenamente cmo funciona esta.Para comenzar con esta descripcin de los componentes de la misma, resulta de gran ayuda entender primero el ciclo termodinmico que llevan a cabo las turbinas a gas. Este, consecuentemente, explica el porqu de cada componente

Ciclo Brayton ideal simple

El ciclo Brayton describe el ciclo termodinmico que lleva su nombre. A continuacin mostramos los diagramas correspondientes a Presin vs Volumen y Temperatura vs Entropa:

1 2: Compresin isoentrpica del gas. Se realiza la compresin del gas en un compresor isoentrpico. En la realidad, la relacin de presiones (RP) del compresor se encuentra comnmente entre 15 y 25, para turbinas generadoras (es un poco mayor en las usadas para aeronaves); y la temperatura en este proceso se incrementa hasta los 400-465. 2 3: Ingreso de calor. Se da a presin constante. Aqu, se le suministra calor al proceso. En la realidad, este proceso de ingreso de calor corresponde a la cmara de combustin, donde se quema combustible y se alcanza temperaturas de 1370-1427 (en un ciclo real). 3 4: Expansin isoentrpica del gas. El gas calentado se expande en una turbina isoentrpica. En la realidad, este proceso consta de dos etapas importantes: primero, el gas con alta entalpa pasa a travs de la tobera previa a la turbina, donde alcanza grandes velocidades, y segundo, el gas impulsa los labes del rotor de la turbina y los hace girar. 4 1: Liberacin de calor. En el ciclo ideal, se asume que el gas expandido alcanza nuevamente las condiciones ideales del punto (1) a presin constante y el ciclo se repite. Sin embargo, en realidad el gas que atraviesa la turbina es el escape de la cmara de combustin; en otras palabras, son los gases de combustin. Por tal motivo, estos no se reutilizan en el sentido que vuelven a ingresar al compresor y repiten el proceso cclicamente. La forma en la que estos se aprovechan principalmente es mediante el uso de intercambiadores de calor para realizar ciclos combinados (ciclos que cuentan con una turbina a gas y una a vapor, donde los gases de escape permiten generar el vapor) y en la cogeneracin (se genera electricidad y alguna otra fuente de energa, como vapor para determinados procesos industriales). En general, las turbinas a gas tienen mdulos de ingreso y escape. Asimismo, las turbinas a gas grandes y modernas suelen poseer compresores del tipo axial. Por el contrario, las pequeas suelen operar con compresores de tipo centrfugo.En las turbinas de tipo axial, cada etapa proporciona una oportunidad para incrementar la relacin de presin (RP), y si bien una sola etapa de un compresor axial no ofrece la misma RP que uno centrfugo del mismo dimetro, un compresor axial multi-etapa s logra RP mucho ms altas (y con ello mayor flujo msico que significa ms potencia) que uno centrfugo.Por otro lado, muchos compresores pueden tener un mdulo de baja presin (BP o CBP) y uno de alta presin (AP o CAP). Del mismo modo, la turbina tiene mdulos correspondientes para BP (turbina de BP, o TBP) y AP (turbina de AP, TAP). De este modo, el CBP y la TBP operarn en un mismo eje a una misma velocidad; mientras que el CAP y la TAP operarn en un eje ms corto, que a la vez es concntrico y envuelve al eje de los mdulos de BP. Este eje ms corto, correspondiente a los mdulos de AP tiene una velocidad mayor que el de los otros mdulos. Tambin existen turbinas con tres mdulos diferentes, llamados de baja, intermedia y alta presin. Este concepto modular permite que los mdulos sean reemplazados o reparados sin necesidad de poner toda la turbina fuera de servicio.Sin ms prembulo, a continuacin se explican los principales componentes de la turbina a gas. Estos son, como se vio en la explicacin del ciclo termodinmico: El compresor; La cmara de combustin; y La turbina.

El compresor

El proceso de compresin del aire es realizado por el compresor. Existen dos tipos bsicos de compresores: los de flujo centrfugo y los de flujo axial. Ambos son directamente impulsados por la turbina y usualmente estn conectados al eje de la misma. El compresor centrfugo es una unidad de una o dos etapas, que utiliza un solo impulsor (rara vez dos) para acelerar el aire y un difusor para producir el adecuado incremento de presin. Por otro lado, el compresor axial es una unidad multi-etapa que emplea hileras alternativas de labes giratorios (rotor) y labes estacionarios (estator); estos aceleran y difunden el aire hasta que el aumento de presin requerido es logrado Muy aparte de las ventajas y desventajas de cada tipo, el compresor centrfugo es ms robusto que el compresor axial; as como ms fcil de desarrollar y de fabricar. Sin embargo, el compresor axial consume mucho ms aire que un compresor centrfugo con la misma rea frontal (para ingreso de aire) y puede ser diseado para alcanzar RP mucho mayores. Dado que el flujo de aire es un factor importante para determinar la cantidad de empuje desarrollada por la turbina, podemos concluir que una turbina a gas con compresor axial dar ms empuje que una con compresor centrfugo con la misma rea frontal Otra forma de justificar la necesidad de tener altas RP, es mediante el consumo especfico de combustible. Conforme aumenta la RP, disminuye el consumo especfico de combustible; esto lo podemos apreciar en la ilustracin 7 .

Ilustracin 7. Consumo especfico de combustible vs relacin de presiones (Fuente: Gas Turbines: A handbook of air, land and sea applications. Claire Soares, p. 125)

El compresor de flujo centrfugo

Dado que la turbina a la cual realizaremos el anlisis exergtico tiene un compresor de flujo centrfugo, nos detendremos en este tipo de compresor para explicarlo un poco ms a detalle. Como ya se mencion, el compresor centrfugo posee un impulsor de una o dos caras que opera en una sola etapa; y ocasionalmente, dos impulsores de una sola cara que operan en dos etapas. El impulsor est apoyado en una carcasa que a la vez contiene un anillo de labes difusores. A continuacin, se detallarn algunos puntos importantes acerca de este componente. El principio de funcionamiento del compresor se fundamenta en el impulsor, el cual gira a gran velocidad y es impulsado por la turbina. El aire es inducido continuamente hacia el centro del mismo, donde la accin centrfuga hace que el fluido se dirija radialmente hacia afuera, a lo largo de los labes del impulsor hasta el extremo del mismo, acelerando as al aire y tambin causando que se ocasione un incremento en su presin. La entrada de la turbina a gas puede poseer labes que le den turbulencia inicial al aire que ingresa al compresor. El aire, luego de atravesar el impulsor, ingresa a la seccin del difusor, donde conductos forman toberas divergentes que convierten casi toda la energa cintica en energa de presin. Esto se puede apreciar en la Ilustracin 8.

Dada la necesidad de maximizar el flujo de aire y el aumento en la presin a travs del compresor, se necesita que el impulsor gire a altas velocidades. Por tal motivo, de acuerdo a Soares, los impulsores estn diseados para girar a velocidades de hasta 488 m/sEl impulsor

El impulsor consiste en un disco forjado con labes integrados, radialmente dispuestos, en una o ambas caras del mismo, formando as conductos convergentes en conjuncin con la carcasa. Los labes del impulsor pueden ser inclinados hacia un lado; sin embargo, por facilidades de fabricacin, estos suelen ser radiales y rectos Esto lo podemos apreciar en la ilustracin 9.

Rotores de compresores centrfugos

Por otro lado, dado que el aire ingresa al impulsor en sentido axial, se curvan los labes en el centro del mismo y en el sentido de giro, para facilitar el ingreso del aire a los ductos del impulsor que se encuentra girando. Dicho detalle de puede apreciar tambin en la ilustracin 9. Estas partes curvas pueden ser ntegras a los labes radiales o formados separadamente para facilitar la fabricacin y hacerla ms precisaEl difusor

El difusor puede ser una parte integral de la carcasa del compresor o bien una parte fijada separadamente. En cada tramo, este consiste en una serie de labes dispuestos de forma tangencial al impulsor. Los conductos entre los labes son divergentes con la finalidad de convertir la energa cintica en energa de presin. Asimismo, los bordes internos de los labes estn alineados en la direccin del flujo de aire que sale por el impulsor Esto lo podemos apreciar en la siguiente ilustracin

La cmara de combustin

La cmara de combustin cumple la labor de quemar grandes cantidades de combustible, suministradas por boquillas que pulverizan el combustible, con extensos volmenes de aire, suministrados por el compresor; y liberar el calor de manera tal que el aire sea expandido y acelerado para resultar en un chorro fluido de gas caliente, a las condiciones que requiere la turbina Esta difcil tarea debe ser cumplida con las mnimas prdidas de presin y la mxima liberacin de calor posible en el limitado espacio disponible. Dependiendo de la temperatura que se desea alcanzar, se ingresa una determinada cantidad de aire y de combustible. Sin embargo, los materiales con los cuales se construyen los labes de las turbinas y las toberas suelen limitar las temperaturas mximas admisibles, en un rango que va desde los 850C hasta los 1700C. Cabe recalcar que pasado el proceso de compresin, el aire ya ha alcanzado temperaturas entre los 200C y 550C, por lo que el proceso de combustin debe suministrar el incremento de temperatura restante de 650-1150C

Ciclo Joule-Brayton para turbinas a gas

Como se mencion anteriormente, el ciclo termodinmico en el que opera la turbina a gas se llama Joule-Brayton. En el captulo anterior se dio una breve descripcin de los procesos de los que consta este ciclo, considerndolo ideal y simple. Ahora, se profundizar en el ciclo analizndolo desde un enfoque ms real, lo cual involucra, entre otras cosas, sus irreversibilidades.

El ciclo cerrado

Tambin conocido como el ciclo natural de la turbina a gas porque permite el uso de cualquier gas como fluido de trabajo y el uso de casi cualquier combustible, este ciclo consta de cuatro procesos; los mismos que se describieron brevemente en el captulo primero

Ilustracin 12. Diagramas P-V y T-s del ciclo Brayton

A continuacin, se revisar brevemente el ciclo cerrado ideal en cuestin: 1 2: Compresin isoentrpica del gas. 2 3: Ingreso isobrico de calor. 3 4: Expansin isoentrpica del gas. 4 1: Liberacin de calor.

El proceso 4-1 se caracteriza por ser aquel que libera calor al entorno, bien sea por un enfriador o algn mecanismo que enfre el fluido de trabajo sin transferencia de masa al exterior. Sin embargo, aun considerando como ideal el ciclo, en el proceso existen irreversibilidades que hacen que los procesos isoentrpicos no lleguen a ser realmente isoentrpicos. En tal sentido, se muestra a continuacin un diagrama que permite comparar las relaciones de P-v y T-s del ciclo cerrado real:

Ilustracin 13. Diagramas P-V y T-s del ciclo Brayton ideal y no idealAqu, la secuencia de procesos ser la siguiente: 1 2: Compresin del gas. 2 3: Ingreso de calor. 3 4: Expansin del gas. 4 1: Liberacin de calor.

Los puntos 2s y 4s hacen referencia a cmo sera el ciclo de ser ideal (es decir, el ciclo que se mostr antes de este). Como se puede apreciar a simple vista, el proceso real (o no ideal) tiene irreversibilidades que se reflejan en un aumento de la entropa en cada proceso. Es justamente en estos procesos donde se encuentran las irreversibilidades y, por ende, hay destruccin de exerga. Si bien este ciclo se aproxima bastante a la realidad por ser no ideal, no es el ciclo con el que opera la turbina a gas del Laboratorio con la se experimentar. A continuacin, se presenta el ciclo que s se aplica al caso de estudio

El ciclo abierto Como su nombre lo dice, la gran diferencia entre este ciclo y el anterior es que existe transferencia de masa. Segn observa en la ilustracin siguiente, este ciclo tiene procesos iguales al ciclo cerrado real, excepto el ltimo. Esto se debe a que la liberacin de calor (proceso 4-1) es, en realidad, el escape de los gases de combustin de la turbina al entornoIlustracin 14. Ciclo simple abierto y realA continuacin se describen los procesos de este ciclo: 1 2: Compresin del gas (no isoentrpica) 2 3: Ingreso de calor (no isobrico) 3 4: Expansin del gas (no isoentrpica)

En este ciclo, se toma aire del entorno y se dirige al compresor para elevar su presin. El aire es el fluido de trabajo. Luego de pasar por el compresor, este ingresa a la cmara de combustin, donde su temperatura es elevada hasta el punto en que lo permita la combustin. Posteriormente, el gas caliente y a alta presin se expande en la turbina y es finalmente liberado al ambiente Los anlisis termodinmicos en este ciclo (basados en la PLT y la SLT) son muy similares a los que se realizaran en un ciclo cerrado. Hay que tomar en cuenta que ac existe intercambio de flujo msico, ya que ingresa combustible a la cmara de combustin, y la combustin en esta ser la que eleve la temperatura del aire. A continuacin, con un amplio y slido marco terico en el cual fundamentar los clculos, se procede a plantear el anlisis energtico y el exergtico