MXPA00005374A - Camara de combustion para turbinas de gas. - Google Patents

Abstract

Una camara de combustion para turbinas de gas que incluye un revestimiento interior y un revestimiento exterior, caracterizados porque el revestimiento interior es substancialmente concentrico con relacion al revestimiento exterior, de manera que en su conjunto definen un espacio anular interno, y donde se incluye una coraza o cubierta protectora en la salida de cada quemador; las caracteristicas especificas de la invencion consiste en el hecho de que cada coraza incluye una unica placa metalica, y que los revestimientos tienen una diversidad de agujeros en secciones adyacentes al desarrollo longitudinal de la coraza, para definir brechas o separaciones para la circulacion de aire.

Description

CÁMARA DE COMBUSTIÓN PARA TURBINAS DE GAS MEMORIA DESCRIPTIVA La presente invención se refiere a una cámara de combustión para turbinas de gas. Como es sabido, las turbinas de gas son máquinas que consisten en un compresor y una turbina con una o más etapas, caracterizadas porque estos componentes están conectados entre sí mediante una flecha giratoria, y cuentan además con una cámara de combustión entre el compresor y la turbina. Para presurizar el compresor, se suministra aire obtenido del ambiente externo. El aire comprimido pasa a través de una serie de cámaras de premezcla que culminan en una tobera o porción convergente, en cada una de las cuales un inyector abastece el combustible que se mezcla con el aire, para formar una mezcla de aire-combustible que habrá de quemarse. Mediante uno o más quemadores abastecidos por una red de presión, se introduce a la cámara de combustión el combustible necesario para producir la combustión, con el objeto de incrementar la temperatura y la entalpia o contenido de calor del gas. Los quemadores conocidos tienen una estructura compleja dentro de la cual se incluye asimismo un inyector para el combustible líquido, que a su vez se encuentra dentro de un cuerpo convergente adecuado, que en lenguaje técnico común se conoce generalmente como cárter, y está conectado a un acoplamiento correspondiente, que permite la conexión con la cámara de combustión. La turbulencia conveniente en el flujo del aire comprimido obtenido del compresor se crea corriente abajo del inyector, al añadir a cada quemador un elemento que se conoce en la técnica como formador de remolino, que intercepta el flujo de aire obtenido del compresor y tiene una forma compleja que consiste de dos series de paletas orientadas en sentidos opuestos, diseñadas para producir esta turbulencia. La turbulencia así producida hace posible, entre otras cosas, mezclar el aire mismo junto con el combustible en forma satisfactoria, dentro de la cámara de combustión. Para mejorar las características de estabilidad de la llama, cuando se utiliza gas combustible, también se dispone de un sistema paralelo de abastecimiento de combustible, que puede generar llamas de encendido cerca de la salida del quemador. Finalmente, mediante los conductos correspondientes, el gas de temperatura y presión elevadas alcanza las diversas etapas de la turbina, misma que transforma la entalpia del gas en energía mecánica a disposición del usuario. Si se observa con mayor detalle el área en la que ocurre la combustión, es posible observar que, comúnmente, el combustible es quemado en una cámara de combustión delimitada por lo que se conoce en la técnica como un blindaje o revestimiento interior y un blindaje o revestimiento exterior. El revestimiento interior es concéntrico con relación al revestimiento exterior, y junto con este último define un espacio anular que constituye la propia cámara de combustión. Como es sabido, en el diseño de las cámaras de combustión para turbinas de gas se da especial atención a aspectos como la estabilidad de la llama y el control del exceso de aire, con el objeto de crear las condiciones ideales para la combustión. Un segundo factor que afecta el diseño de las cámaras de combustión para las turbinas de gas es la tendencia a hacer que la combustión ocurra lo más cerca posible de la bóveda de la cámara de combustión. Así, con el objeto de proteger la cámara de combustión de las altas temperaturas existentes durante la combustión, es conveniente utilizar una cubierta protectora o coraza cerca de la salida del quemador. Sin embargo, debido a las altas temperaturas que esta coraza debe soportar, es necesario incluir una estructura que pueda dispersar el calor en forma eficiente. Una estructura conocida para corazas de este tipo incluye un par de placas metálicas, adyacentes entre sí y separadas por una diversidad de elementos de contacto, dispuestos de manera que definen espacios internos que permiten una buena dispersión del calor. No obstante, se sabe que aunque esta estructura cumple en forma satisfactoria con su función técnica, tiene una forma compleja que consiste de varios componentes que deben armarse entre sí. El objeto de la presente invención es por tanto proveer una cámara de combustión para turbinas de gas, con corazas producidas de manera sencilla y económica, y que al mismo tiempo cuenten con las características requeridas de protección contra el calor de la llama. Otro objetivo de la invención es proveer una cámara de combustión para turbinas de gas, que pueda ser fabricada a un bajo costo y que tenga un número reducido de componentes y partes. Otro objetivo de la invención es proveer una cámara de combustión para turbinas de gas que no requiera de modificaciones costosas al diseño de cámaras convencionales. Este y otros objetivos se alcanzan mediante una cámara de combustión para turbinas de gas que incluye un revestimiento interior y un revestimiento exterior, caracterizados porque el revestimiento interior es sustancialmente concéntrico con relación al revestimiento exterior, de manera que definen un espacio anular interno, y donde se incluye una coraza en la salida de cada quemador, caracterizada porque cada una de estas corazas incluye una única placa metálica, y donde al menos uno de los revestimientos antes mencionados tiene una diversidad de agujeros, en secciones adyacentes al desarrollo longitudinal de la coraza antes descrita. Más específicamente, en la cámara de combustión para turbinas de gas de conformidad con la presente invención, tanto el revestimiento exterior como el revestimiento interior cuentan con una diversidad de agujeros, en secciones adyacentes al desarrollo longitudinal de la coraza, de manera que definen brechas o separaciones correspondientes para la circulación del aire. De conformidad con una modalidad preferida de la presente invención, cada una de las corazas consiste de un cuerpo que cuenta con una pared superior, dispuesta en forma adyacente a la porción perforada del revestimiento exterior, y una pared inferior, dispuesta en forma adyacente a la porción perforada del revestimiento interior. La pared superior de cada coraza es ligeramente convexa, y tiene una superficie mayor a la de la pared inferior correspondiente de la coraza, que a su vez es ligeramente cóncava. Asimismo, cada coraza cuenta con una porción sustancialmente cilindrica, que tiene un diámetro ligeramente mayor al diámetro de una porción sobresaliente correspondiente para el extremo convergente de salida del quemador correspondiente, para permitir una unión perfecta o exacta entre estos elementos. De conformidad con otra modalidad de la invención, cada coraza tiene una diversidad de salientes, dispuestas tanto en la pared superior como en la pared inferior, y que pueden entrar en contacto respectivamente con el revestimiento exterior y con el revestimiento interior. De conformidad con otra modalidad preferida de la presente invención se incluye una bóveda sustancialmente anular en la parte que se encuentra corriente arriba de la cámara de combustión, donde cuenta con una diversidad de aberturas, cada una de las cuales cuenta con una porción sobresaliente para el extremo convergente del quemador correspondiente. Además, la superficie de la bóveda tiene una diversidad de agujeros pasantes para incrementar la circulación de aire en la coraza. Finalmente, cada coraza tiene una pared frontal, que conecta las paredes superior e inferior de la coraza, y que es adyacente a la superficie perforada de la bóveda. La cámara de combustión para turbinas de gas de conformidad con la presente invención hace posible en primer lugar proteger la bóveda y las secciones de los revestimientos exterior e interior más expuestas a los efectos de la combustión, al tiempo que impide el calentamiento excesivo de la coraza. Este resultado se obtiene a un costo sumamente bajo, ya que la coraza misma se produce de manera extremadamente sencilla, mediante una única placa metálica. Asimismo, para producir conductos para la circulación de aire de enfriamiento para la coraza, es suficiente proveer una diversidad de agujeros a lo largo de las superficies de los revestimientos interior y exterior, cuya operación evidentemente no implica la inclusión de gastos adicionales. Otras características adicionales de la invención se definen en las reivindicaciones que aparecen adjuntas a la presente solicitud de patente. Es posible apreciar asimismo otros objetivos y ventajas de la presente invención mediante las descripciones y dibujos adjuntos, que se incluyen de manera ilustrativa mas no limitativa, y en los que: la figura 1 es una vista en corte transversal de un detalle de la turbina de gas que muestra una cámara de combustión anular de conformidad con la presente invención, junto con el quemador correspondiente; la figura 2 es una vista en corte transversal de una cámara de combustión de conformidad con la presente invención; la figura 3 es una vista frontal, en sección parcialmente transversal, de un conjunto de corazas térmicas que pertenecen a la cámara de combustión de conformidad con la invención. Con particular referencia a las figuras en cuestión, la cámara de combustión para turbinas de gas de conformidad con la invención se indica en su totalidad mediante el número de referencia 10. En la figura 1 es posible observar en sección transversal un detalle de una turbina de gas, que muestra la cámara de combustión 10, vinculada al quemador 50 correspondiente.

Abastecidos mediante una red de presión, cada uno de los quemadores 50 recibe el gas combustible necesario para producir la combustión, que hace que se incremente la temperatura y se produzca una entalpia del gas. Más específicamente, el combustible pasa a través de una tubería 51 , y es descargado a través de los agujeros correspondientes (no ilustrados), y posteriormente mezclado con la mezcla de aire-combustible obtenida del formador de remolino, y del aire obtenido del inyector 53 mismo. Desde el quemador 50 y, en particular, desde la cámara de premezcla, la mezcla de aire-combustible, formada como se describió anteriormente, pasa a través de la porción convergente del quemador 50, hacia el interior de la cámara de combustión 10, que se ubica corriente abajo del quemador 50. Cabe señalar asimismo que se incluye también una tubería 52, abastecida con gas combustible para generar una llama de encendido utilizada para estabilizar la llama principal. De esta forma, la llama es generada en el interior de la cámara de combustión 10, y preferiblemente se mantiene cerca de la bóveda 17 de la cámara de combustión 10. La cámara de combustión 10 tiene una porción anular que define la propia cámara de combustión, y que está delimitada en forma radial por un revestimiento interior 12, y por un revestimiento exterior 11.

De hecho, el revestimiento interior 12 es substancialmente concéntrico con relación al revestimiento interior 11 , y en consecuencia estos definen en su conjunto un espacio interno con desarrollo anular, indicado en las figuras con el número de referencia 30. Como se puede apreciar en la figura 2, una bóveda 17, substancialmente circular, se incluye en parte de la cámara de combustión 10, interpuesta entre los quemadores 50 y el espacio anular 30, y que incluye una diversidad de aberturas a lo largo de toda su propia circunferencia. Cada una de estas aberturas está vinculada con una porción sobresaliente 16, con el objeto de alojar el extremo convergente de un quemador 50 correspondiente. La superficie de la bóveda 17 tiene asimismo una diversidad de agujeros pasantes 33, en ambos lados de las aberturas para los quemadores 50. El revestimiento superior 11 tiene una porción final 34, que cuenta con agujeros correspondientes que, mediante un tomillo 14 y su tuerca de autobloqueo 15 correspondiente, se utilizan para conectar el revestimiento superior 11 con un elemento 36, que contribuye a definir una porción sobresaliente 16 para el extremo convergente del quemador 50 correspondiente. En forma similar, el revestimiento interior 12 tiene una porción final 35, con sus agujeros correspondientes, para conectar el revestimiento exterior 12 mediante un tornillo 14 con su tuerca de autobloqueo 15 correspondiente, a un elemento correspondiente 36 que define la porción sobresaliente 16. También conectada al elemento 36 está la bóveda 17, que en su exterior toca al revestimiento exterior 11 y al revestimiento interior 12, y en su interior tiene una abertura circular que permite alojar el extremo de una coraza 13, que tiene una forma conveniente. Más específicamente, la coraza 13 incluye una única placa metálica y cuenta con un cuerpo que tiene una pared superior 42 dispuesta en forma adyacente a una sección del revestimiento exterior 11 , así como una pared inferior 43, dispuesta en forma adyacente a una sección del revestimiento interior 12. Cada una de las corazas 13 cuenta con una porción substancialmente cilindrica 40, con un diámetro ligeramente mayor al diámetro de la porción sobresaliente 16 correspondiente para el extremo convergente de salida del quemador 50 correspondiente. Asimismo, cada coraza 13 tiene una diversidad de salientes 18 y 19, dispuestas tanto en la pared superior 42 como en la pared inferior 43 de la coraza 13, y puede entrar en contacto respectivamente tanto con el revestimiento exterior 11 como con el revestimiento interior 12. Cada una de las corazas 13 tiene una pared frontal 41 , que conecta a la pared superior 42 con la pared inferior 43. Esta pared frontal 41 es adyacente a la superficie perforada de la bóveda 17.

La figura 3 muestra asimismo como la pared superior 42 de cada coraza 13 es ligeramente convexa, y tiene una superficie mayor a la de la pared inferior 43 correspondiente, que a su vez tiene una superficie cóncava. Una característica particularmente importante de la presente invención consiste en el hecho de que en la sección adyacente al desarrollo longitudinal de la coraza 13, definida por la pared 42, el revestimiento exterior 11 tiene una diversidad de los llamados agujeros de choque 20. En forma similar, en la sección adyacente al desarrollo longitudinal de la coraza 13, definido por la pared 43, el revestimiento exterior 11 tiene una diversidad de agujeros de choque 21. Esta disposición de los revestimientos 11 y 12 y de las paredes 42 y 44 de la coraza 17 hace posible definir respectivamente una brecha o separación 60, entre el revestimiento exterior 11 y la pared 42 y una brecha o separación 61 , entre el revestimiento interior 12 y la pared 43, y ambas separaciones permiten la adecuada circulación del aire. Cabe señalar que la cantidad, dimensiones y espaciamiento recíproco de los agujeros de choque 20 y 21 puede cambiar, de conformidad con los requerimientos de diseño, sin alejarse del alcance de la presente invención. A continuación se describe brevemente el funcionamiento y características de la cámara de combustión para turbinas de gas.

Cuando la turbina de gas está en funcionamiento, el compresor comprime el aire tomado del ambiente externo que, además de rodear a los quemadores 50, circula por fuera de la cámara de combustión 10. En su recorrido, este aire comprimido puede pasar también a través de los agujeros 20 y 21 , que pertenecen respectivamente al revestimiento exterior 11 y al revestimiento interior 12, y de esta forma entrar en contacto con la pared superior 42 y la pared inferior 43 de la coraza 17. El contacto del aire con estas paredes 42 y 43 contribuye a mantener la temperatura de la coraza 17 dentro de un intervalo de temperatura aceptable, a pesar de las altas temperaturas alcanzadas por los gases en el interior de la cámara de combustión 10. Este efecto se intensifica por el hecho de que la pared superior 42 y la pared inferior 43 de la coraza 17 están dispuestas en forma adyacente a las porciones perforadas respectivas de los revestimientos 11 y 12, y por ende a una distancia mínima de los agujeros de choque 20 y 21. La presencia de los salientes 18 y 19 permite a la coraza 17 mantener contacto con el revestimiento exterior 11 y el revestimiento interior 12, durante todas las condiciones de funcionamiento de la turbina, mientras que mantiene a las paredes 42 y 43 a una distancia pertinente de los revestimientos 11 y 12, con el objeto de permitir la circulación del aire en el interior de las brechas o separaciones 60 y 61. Asimismo, hay una circulación de aire dada que se debe a la presencia de los agujeros pasantes 33 de la superficie de la bóveda 17.

La descripción pone de manifiesto las características y ventajas de la cámara de combustión para turbinas de gas de la presente invención. Finalmente, se hace evidente que es posible crear muchas variantes de la cámara de combustión para turbinas de gas de la presente invención, sin alejarse de los principios de novedad inherentes en el concepto inventivo, y que es posible utilizar cualquiera de los materiales, formas y dimensiones de los detalles ilustrados, según se requiera, en la modalidad práctica de la invención, y que pueden sustituirse por otras modalidades técnicamente equivalentes.

Claims (11)

NOVEDAD DE LA INVENCIÓN REIVINDICACIONES

1.- Una cámara de combustión para turbinas de gas que incluye un revestimiento interior 12 y un revestimiento exterior 11 , caracterizados porque el revestimiento interior 12 es sustancialmente concéntrico con relación al revestimiento exterior 11 antes descrito, de manera que en su conjunto definen un espacio interno anular 30, y donde se incluye una coraza 13 en la salida de cada quemador, caracterizadas porque cada una de estas corazas 13 incluye una única placa metálica, y donde al menos uno de los revestimientos antes mencionados (11 y 12) tiene una diversidad de agujeros 20 y 21 , en secciones adyacentes al desarrollo longitudinal de la coraza 13.

2.- La cámara de combustión de turbinas de gas de conformidad con la reivindicación 1 , caracterizada además porque tanto el revestimiento exterior 11 como el revestimiento interior 12 tienen una diversidad de agujeros 20 y 21 , en secciones adyacentes al desarrollo longitudinal de la coraza 13 antes descrita, de tal forma que definen brechas o separaciones 60 y 61 para la circulación de aire, con el objeto de enfriar la coraza por el impacto y convección del aire.

3.- La cámara de combustión para turbinas de gas de conformidad con la reivindicación 2, caracterizada además porque cada una de las corazas 13 antes mencionadas consiste de un cuerpo que tiene una pared superior 42, dispuesta en forma adyacente a la porción perforada del revestimiento exterior 11 antes descrito, y una pared inferior 43, dispuesta en forma adyacente a la porción perforada del revestimiento interior 12.

4.- La cámara de combustión para turbinas de gas de conformidad con la reivindicación 3, caracterizada además porque la pared superior 42 de cada una de las corazas 13 antes mencionadas es ligeramente convexa, y tiene una superficie mayor a la superficie correspondiente de la pared inferior 43, que a su vez es ligeramente cóncava.

5.- Una cámara de combustión para turbinas de gas de conformidad con la reivindicación 4, caracterizada además porque cada coraza 13 cuenta con una porción substancialmente cilindrica 40, con un diámetro ligeramente mayor al diámetro de la porción sobresaliente 16 correspondiente para el extremo de salida convergente del quemador 50 correspondiente.

6.- La cámara de combustión para turbina de gases de conformidad con la reivindicación 5, caracterizada además porque cada coraza tiene una diversidad de salientes 18 y 19, dispuestos tanto en la pared superior 42, como en la pared inferior 43, y que pueden entrar en contacto respectivamente con el revestimiento exterior 11 y con el revestimiento interior 12.

7.- La cámara de combustión para turbinas de gas de conformidad con la reivindicación 1 , caracterizada además porque se incluye una bóveda substancialmente anular 17 en la parte corriente arriba de la cámara de combustión 10, donde la bóveda 17 tiene una diversidad de aberturas, cada una de las cuales cuenta con una porción sobresaliente 16 para alojar el extremo convergente del quemador 50 correspondiente.

8.- La cámara de combustión para turbinas de gas de conformidad con la reivindicación 7, caracterizada además porque la superficie de la bóveda 17 tiene una diversidad de agujeros pasantes 33.

9.- La cámara de combustión para turbinas de gas de conformidad con las reivindicaciones 7 u 8, caracterizada además porque cada coraza 13 cuenta con una pared frontal 41 que conecta a las paredes superior 42 e inferior 43, en donde la pared frontal 41 es adyacente a la superficie perforada de la bóveda 17 antes mencionada.

10.- La cámara de combustión para turbinas de gas de conformidad con la reivindicación 1 , caracterizada además porque tanto el revestimiento exterior 11 como el revestimiento interior 12 tienen porciones finales 34 y 35 que cuentan con agujeros 36 y 37 que, mediante un tornillo 14 y su tuerca de autobloqueo 15 correspondiente, conectan al revestimiento exterior 11 y al revestimiento interior 12 con las porciones correspondientes que pertenecen al elemento 36, mismo que aloja la porción sobresaliente 16 para el extremo convergente del quemador 50 correspondiente.

11.- La cámara de combustión para turbinas de gas, de conformidad con las descripciones e ilustraciones que aparecen en los dibujos adjuntos al presente.