Análise Aerodinâmica de Diferentes Configurações de Swirl para Câmara de Combustão de Uma Turbina a Gás

UNIFEI/IEM Trabalho Final de Graduação

1

AAAllluuunnnaaa::: CCCllláááuuudddiiiaaa MMMaaaííísssaaa PPPeeerrreeeiiirrraaa dddaaa SSSiiilllvvvaaa

PPPaaauuulllooo EEEddduuuaaarrrdddooo NNNeeeuuueeennnsssccchhhwwwaaannndddeeerrr PPPeeennnhhhaaa JJJrrr...

OOOrrriiieeennntttaaadddooorrr::: PPPrrrooofff... LLLuuuccciiillleeennneee dddeee OOOllliiivvveeeiiirrraaa RRRooodddrrriiiggguuueeesss


2

Dedicatória

Dedico este trabalho ao meu Deus, à minha querida família e a todos aqueles que

passaram por minha vida que mesmo indiretamente tenham de alguma forma contribuído na

conclusão do meu curso.

(Cláudia)

Dedico este trabalho aos meus pais, minha família, aos professores que contribuíram para

minha formação, a todos colegas e amigos que me incentivaram e ajudaram em todo o processo e

principalmente a Deus que me deu forças para continuar.

(Paulo Eduardo)


3

Agradecimentos

Este trabalho não poderia ser terminado sem a ajuda de diversas pessoas às quais presto minha

homenagem:

Aos meus pais, irmãs e namorado por todo apoio, incentivo e por acreditarem sempre em

mim.

Á minha querida orientadora Lucilene.

Ao Fagner pela ajuda e confiança em nosso trabalho.

Ao Paulo pela amizade e companheirismo.

Obrigada UNIFEI por todo aprendizado.

(Cláudia)

Não posso deixar de agradeçer algumas pessoas que foram de suma importância nessa

conquista e com quem divido os méritos:

Aos meus pais (Eliane e Paulinho), meu irmão Flávio, minha avó Mariana , minha madrinha Erlane e

toda minha família por acreditarem em meus sonhos e me apoiarem nas horas difíceis. Sem eles não

teria conseguido.

À minha namorada Alessandra, e as minhas queridas Mirella e Micaela por me darem força e

motivação para continuar.

Aos professores Renato Klippert, Valadão e Paulo Junho por me orientarem tanto

academicamente quanto profissionalmente.

À minha orientadora Lucilene e ao Fagner pela ajuda no trabalho e a minha colega e amiga

Cláudia pela sua amizade .

(Paulo Eduardo)


4

"O futuro pertence àqueles que acreditam na beleza de seus sonhos."

"Enquanto houver vontade de lutar haverá esperança de vencer."

Santo Agostinho

“A alegria está na luta, na tentativa, no sofrimento envolvido. Não na vitória propriamente

dita”.

Mahatma Gandhi

"Não fiz o melhor, mas fiz tudo para que o melhor fosse feito. Não sou o que deveria ser, mas

não sou o que era antes."

Marthin Luther Kink


5

Resumo

Este trabalho apresenta uma metodologia de projeto preliminar de swirls para câmaras de

combustão de turbinas a gás do tipo tubular com geometria previamente definida. Foi utilizada uma

câmara de combustão de referência para auxiliar nas simulações e análises, já que o foco deste

trabalho, é somente o swirl. A câmara utilizada como referência foi projetada utilizando parâmetros

térmicos obtidos com auxílio do programa GateCycle, para uma câmara de combustão de turbina a

gás de ciclo simples de 600 kW de potência.

Incialmente foram realizadas pesquisas sobre as configurações possíveis do misturador de ar

(swirl) e sua influência na aerodinâmica da câmara de combustão. Com a definição de algumas

configurações a serem estudadas foram então desenhados os swirls, utilizando alguns parâmetros

geométricos da câmara pré-definida, para então serem realizadas as simulações da aerodinâmica de

cada configuração.

A análise aerodinâmica de câmaras de combustão é de grande importância para uma boa

eficiência do processo de combustão, como também, a análise da influência das configurações de

swirls.

Na literatura existem faixas de ângulos, números de pás e tipos de pás de swirl, porém não se

sabe ao certo, como estes parâmetros interferem na aerodinâmica geral do tubo de chama. Como o

swirl atua diretamente na zona primária, uma análise da influência de cada configuração no processo

de combustão, é primordial para se obter um projeto ótimo a câmara de combustão.

Vários estudos sobre turbinas a gás, principalmente da câmara de combustão, está sendo foco

de diversas pesquisas, também pela necessidade de substituição de combustíveis fósseis por

biocombustíveis. Esta nova frente de pesquisa, foca ainda mais o domínio de projetos de câmaras que

possam ser alimentadas por tais combustíveis.

Palavras-chave: swirl; câmara de combustão; modelagem numérica em CFD; combustão;

microturbina.


6

Abstract

This work presents a methodology for preliminary design of swirl for tubular combustion

chambers of gas turbines with previously defined geometry . A combustion chamber of reference

was used to help in the simulations and analysis, being the focus of this work only the swirl. The

chamber used as a reference has been designed using thermal parameters obtained with the help of

the program GateCycle, for a combustion chamber of gas turbine simple-cycle power of 600kW.

Were initially conducted research on the possible configurations of swirls and its influence on

the aerodynamics of the combustion chamber. Having the definition of some configurations to be

studied, the swirls were designed using some geometrical parameters of the chamber pre-set. Then,

the simulations of the aerodynamics of each setting was carried out.

The aerodynamic analysis of the combustion chamber has main importance for high

efficiency of the combustion process, as well as the analysis of the influence of swirls settings. The

swirl effect on this process is fundamental for this aim

In the literature there are ranges of angles, numbers and types of blades of swirls, but no one

knows for sure how these parameters affect the overall aerodynamics of the flame tube. Analysis of

the influence of each configuration of the swirl in the combustion process is essential to

obtain an optimized design of the combustion chamber, having its action directly connected with the

primary zone.

The greater knowledge of gas turbines, especially from the combustion chamber, is the focus

of several studies, also by the need to replace fossil fuels by biofuels. This new front of

research focuses on chamber designs that can be powered by such fuels.

Key words: swirl; combustion chamber; numerical modeling in CFD; combustion; microturbine.


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Lista de Figuras

Figura 1.1 Participação do gás natural na oferta primária de energia .............................................. 13

Figura 2.1 Comparação de Eficiência entre as Turbinas Aeroderivativas e Heavy Duty ................ 18

Figura 2.2 Exemplos de compressores aplicados em turbinas a gás ................................................ 19

Figura 2.3 Turbina a gás de um eixo (LORA & NASCIMENTO, 2004) ........................................ 21

Figura 2.4 Zonas de uma câmara de combustão em partes .............................................................. 22

Figura 2.5 Distribuição de ar na câmara de combustão ................................................................... 23

Figura 2.6 Dinâmica da câmara de combustão, Rolls Royce ........................................................... 23

Figura 2.7 Tipos de combustores ..................................................................................................... 24

Figura 2.8 Câmaras de combustão do tipo tubular ........................................................................... 25

Figura 2.9 Combustor anular de fluxo reverso (Lefebvre, 1983) .................................................... 26

Figura 2.10 Detalhes do vetor velocidade dos combustores ............................................................ 30

Figura 2.11 Comparação das distribuições de temperatura nos combustores ................................. 30

Figura 2.12 Planos longitudinais traçados (Rodrigues, 2009) ......................................................... 31

Figura 2.13 Vetores e valores da velocidade ao longo de planos longitudinais .............................. 32

Figura 2.14 Detalhes da recirculação presente no interior do injetor de ar ..................................... 32

Figura 2.15 Linhas de corrente partindo da entrada de ar e de combustível ................................... 33

Figura 2.16 Distribuição de temperatura nos planos longitudinais 1, 2 e 3 ..................................... 33

Figura 3.1 Padrão de escoamento na zona primária ......................................................................... 35

Figura 3.2 Métodos de criação de zonas de recirculação e vórtices (LEFEBVRE, 1998) .............. 35

Figura 3.3 Detalhes dos tipos de swirls (LEFEBVRE, 1998) .......................................................... 36

Figura 4.1 Organização da metodologia na planilha Excel® .......................................................... 41

Figura 4.2 Tela inicial da planilha Excel® desenvolvida ................................................................ 42

Figura 4.3 Aba dedicada ao projeto do swirl ................................................................................... 42

Figura 4.4 Modelo sólido da câmara de combustão desenvolvida e do tubo de chama .................. 44

Figura 4.5 Detalhes da geometria simulada ..................................................................................... 44

Figura 4.6 Detalhes da malha gerada para a simulação 1 ................................................................ 45

Figura 4.7 Vetores velocidade no plano YZ longitudinal ................................................................ 47

Figura 4.8 Detalhe das linhas de corrente na zona primária para a Simulação 1 ............................ 47

Figura 4.9 Contorno temperatura ao longo dos planos longitudinais YZ ........................................ 48

Figura 4.10 Perfil dos vetores velocidade ........................................................................................ 49

Figura 4.11 Linhas de corrente de ar (azul) e combustível (vermelho) ........................................... 50

Figura 4.12 Pefil de temperaturas ao longo do plano longitudinal ZY ............................................ 50

Figura 4.13 Perfil de temperatura na saída da câmara ..................................................................... 51


Figura 4.15 Linhas de corrente de ar (azul) e combustível (varmelho) ........................................... 53


8

Figura 4.16 Perfil de temperaturas ao longo do plano longitudinal ZY .......................................... 54

Figura 4.17 Perfil de temperaturas na saída da câmara ................................................................... 54

Figura 4.18Perfil dos vetores velocidade ......................................................................................... 55

Figura 4.19Linhas de corrente de ar (azul) e combustível (vermelho) ............................................ 56

Figura 4.20 Perfil de temperatura ao longo do plano longitudinal ZY ............................................ 57



Figura 4.23 Linhas de corrente de ar (azul) e combustível (vermelha) ........................................... 59

Figura 4.24 Perfil de temperatura ao longo do plano longitudinal ZY ............................................ 60



9

Lista de Tabelas

Tabela 2.1. Turbina a gás aeroderivativas ...................................................................................... 17

Tabela 2.2. Turbinas a gás industriais heavy duty ........................................................................... 17

Tabela 4.1 Dados de entrada da Simulação 1 .................................................................................. 43

Lista de Abreviaturas e Siglas

CFD - Dinâmica de Fluidos Computacional

RQL - Queimador com mistura pobre

SST - Shear Stress Model


10

Lista de Variáveis

A – Área

D- Diâmetro

mG- Quantidade de Movimento do Fluxo Axial

tG- Aceleração Axial

K- Fator de forma da pá

m - Fluxo mássico

n- Quantidade

P- Pressão

NS- Número de Swirl

t- Espessura

β- Ângulo

Δ - Diferença

ρ- Peso Específico do Ar

θ-Semiângulo de Abertura da Cúpula

Índices

diff - Difusor

hub- Cubo do swirl

L – Linear

ref- Referência

sw- Swirl

v- Pás

3 – Entrada da câmara

3-4 – Ao longo da câmara

5 – Cúpula


11

SUMÁRIO

CAPÍTULO 1 – INTRODUÇÃO ........................................................................................ 12

1.1 Justificativa do trabalho .......................................................................................... 12

1.2 Objetivo do Trabalho .............................................................................................. 15

CAPÍTULO 2 – REVISÃO BIBLIOGRÁFICA .................................................................. 16

2.1 Turbina a gás .......................................................................................................... 16

2.1.1 Tipos de Turbinas a gás .................................................................................. 16

2.1.2 Componentes principais da turbinas a gás ...................................................... 18

2.1.3 Ciclo Brayton .................................................................................................. 21

2.1.4 Câmara de combustão em turbina a gás .......................................................... 21

2.1.4.1. Tipos de câmara de combustão .............................................................. 24

2.1.4.2. Componentes Básicos da Câmara de Combustão da Turbina a Gás ...... 27

2.2 Métodos numéricos aplicados à análise aerodinâmica de câmara de combustão ... 28

CAPÍTULO 3 - AERODINÂMIDA DE CÂMARA DE COMBUSTÃO ........................... 34

3.1 Projeto do Swirl ...................................................................................................... 34

CAPÍTULO 4 - SIMULAÇÃO NUMÉRICA E ANÁLISE DOS RESULTADOS ............ 41

4.1 Análises dos Modelos de Turbulência .................................................................... 43

4.1.1 Simulação 1: Projeto de Referência ................................................................ 46

4.1.2 Simulação 2: Ângulo da pá de 20° ................................................................. 48




CAPÍTULO 5 – CONCLUSÕES ........................................................................................ 61

CAPÍTULO 6 – REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS ...................................................... 63


12

Capítulo 1 – Introdução

1.1 Justificativa do trabalho

As turbinas a gás foram, sem dúvida, uma das mais importantes invenções do século XX no

tocante aos sistemas de conversão de energia. Hoje existem outros sistemas em estudo que podem vir

a se sobrepor às turbinas a gás dentro do aspecto de geração de energia elétrica, tal como as células de

combustível, porém o desenvolvimento destes sistemas ainda é incipiente. Associado a este fato, a

recente crise energética e a diminuição das reservas de combustíveis fósseis obrigaram os grandes

complexos industriais a desenvolverem equipamentos compactos e que possam ser alimentados com

diferentes combustíveis, atendendo uma ampla faixa de poder calorífico.

A biomassa destaca-se no panorama brasileiro entre as fontes energéticas, por seu elevado

potencial de aproveitamento na matriz energética. Mais uma vantagem de sua utilização são as

condições climáticas favoráveis à produção deste insumo, podendo satisfazer a altos níveis de

demanda. Dessa forma se torna viável o desenvolvimento de tecnologias que destes ou outros

utilizam este tipo de combustível, sendo que uma parte considerável do potencial dos

biocombustíveis no Brasil não está sendo aproveitado do ponto de vista energético (Ribeiro, 2007).

Outro fator relevante é a utilização de gás natural em turbinas a gás. Apenas como exemplo:

entre 1973 e 2007, a produção mundial de gás natural mais que dobrou, ao passar de 1,227 bilhões de

metros cúbicos (m3) para 3,031 bilhões de m

3, segundo o estudo Key World Energy Statistics,

publicado pela International Energy Agency (IEA) em 2008. Ainda assim, o gás natural manteve a

terceira posição na matriz energética mundial (abaixo de carvão e derivados de petróleo). No entanto,

saltou do quarto para o segundo lugar dentre as principais fontes produtoras da energia elétrica, sendo

superada apenas pelo carvão (Figura 1.1).


13

Figura 1.1 Participação do gás natural na oferta primária de energia (a ) produção (b)

produção mundial de energia elétrica em 2006 (IEA, 2008).

Numa tentativa de satisfazer estas necessidades, surgiram as microturbinas a gás, que nada

mais são do que turbinas a gás com potência que varia desde 20 até cerca de 300 kW (Watts, 1999 &

Sanders, 1998). As microturbinas têm sido alvo de pesquisas desde 1970 pela indústria

automobilística e seu uso tem se intensificado à medida que se tem maior conhecimento sobre o

assunto. As microturbinas a gás apresentam boas perspectivas para geração distribuída de eletricidade

de pequeno porte, pois apresentam características como: alta confiabilidade, relativa simplicidade de

projeto, compaticidade, fácil instalação e manutenção.

Devido aos fatos citados, o estudo das microturbinas a gás se torna interessante e importante

ao desenvolvimento tecnológico e em particular, o estudo das suas câmaras de combustão. Como

câmara de combustão é responsável por queimar o combustível e liberar energia (calor), dando

origem a uma corrente uniforme de gases, que serão expandidos na turbina, este componente está

diretamente relacionado com a eficiência e com a emissão de poluentes, fatores de extrema

importância para o desenvolvimento de novos projetos ou aprimoramento de equipamentos

existentes.

Dentro deste contexto, o swirl apresenta como um dos elementos fundamentais em turbinas a

gás no processo de combustão, atuando diretamente na estabilização e confinamento da chama,

através do controle do comportamento e da distribuição do escoamento de ar na zona primária da

câmara. Assim, o projeto adequado deste componente favorece o processo de mistura ar/combustível

e ancoragem da chama garantindo melhor desempenho do processo de combustão.

Uma técnica de análise que vem sendo largamente utilizada em diversas áreas, inclusive em

estudos de câmaras de combustão, é a Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD), capaz de

melhorar produtos que já estão no mercado, como também idealizar novos produtos, mais eficientes e


14

exigindo um número reduzido de testes experimentais. Esta metodologia geralmente é baseada nos

métodos numéricos do tipo diferenças finitas, elementos finitos e volumes finitos. Para se conseguir

bons resultados, utilizando a Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD), deve-se ter equipamentos

robustos (recursos computacionais com grande memória), além de pessoal capacitado. As análises

presentes neste trabalho foram realizadas através da Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD),

empregando-se um aplicativo comercial, ANSYS - CFX.

Desta forma, o presente trabalho visa o desenvolvimento de uma ferramenta de apoio ao

projeto de swirl de uma câmara de combustão de turbinas a gás através da análise de diferentes

configurações apresentadas na literatura.


15

1.2 Objetivo do trabalho

O principal objetivo deste trabalho é realizar a análise de diferentes configurações de swirl

para câmara de combustão de turbinas a gás, visando otimizar a mistura ar/combustível. Para se obter

uma boa mistura ar/combustível é necessário que esses dois componentes sejam misturados a uma

velocidade e direção de injeção adequada. Uma boa mistura ar/combustível pode ser verificada

através do comportamento da chama, ou seja, através da localização da chama, do comprimento da

chama, da emissão de poluentes, como também do gradiente de temperatura na saída da câmara de

combustão.

Como objetivos secundários, tem-se:

Estabelecer os principais parâmetros físicos característicos do comportamento

aerodinâmico de swirls de uma câmara de combustão tubular;

Projetar os swirls de acordo com os dispostos na literatura;

Fazer a modelagem das configurações a serem estudadas no Solidworks e incorporá-las

à uma câmara de combustão de referência;

Realizar análise da influência de cada configuração através das simulações numéricas,

utilizando o aplicativo comercial ANSYS - CFX.


16

Capítulo 2 – Revisão Bibliográfica

Neste capítulo, será realizada uma pequena introdução sobre turbinas a gás em geral,

especialmente sobre o componente swirl em câmaras de combustão, com a intenção de contextualizar

o assunto a ser abordado. Será apresentado também, de forma superficial, a tecnologia CFD

(Computational Fluid Dynamics) a ser utilizada para as análises aerodinâmicas da câmara de

combustão, focando sobre a influência do swirl.

2.1 Turbinas a gás

As turbinas a gás são máquinas de fluxo contínuo, com troca de quantidade de movimento,

que utilizam energia térmica liberada por um processo de combustão interna para aumentar a energia

cinética do escoamento e produzir potência de eixo ou empuxo. Suas aplicações básicas são para

gerar potência de eixo para acionamento de geradores elétricos ou de hélices (setor aeronáutico ou

naval) e geração de empuxo para motores aeronáuticos. Apresentam inúmeras características

desejáveis, destacando-se um tamanho compacto, alta flexibilidade, confiabilidade, partida rápida e

um menor impacto ambiental, por exemplo, em comparação com turbina a vapor.

Nos últimos 40 anos pode-se evidenciar um contínuo desenvolvimento, em relação à

eficiência das instalações com turbinas a gás. Os grandes avanços se concentram no desenvolvimento

da aerodinâmica de compressores e obtenção de maiores temperaturas dos gases na entrada da

turbina, graças à evolução dos materiais, que tem se tornado mais resistentes a altas temperaturas e

também em virtude do desenvolvimento de novas tecnologias de resfriamento.

2.1.1 Tipos de turbinas a gás

As turbinas a gás existentes apresentam diversas formas de aplicação, variando principalmente

devido às inúmeras configurações existentes.

Particularmente, dentro das aplicações industriais, têm-se as turbinas aeroderivativas, que são

oriundas de turbinas a gás aeronáuticas. Outra configuração seria as heavy duty, que são máquinas de

grande potência e projetadas exclusivamente para a aplicação industrial ou marítima. (LORA &

NASCIMENTO, 2004).

As turbinas a gás aeroderivativas são caracterizadas por serem mais eficientes que as industriais

(heavy-duty), terem alta confiabilidade, ocuparem pouco espaço e terem menor relação peso / potência.


17

Este tipo de turbina a gás pode funcionar com temperaturas mais elevadas, o que proporciona um maior

rendimento e menor durabilidade e conseqüentemente manutenções mais frequentes em relação às

turbinas heavy-duty, Figura 2.1.

As turbinas a gás heavy duty são projetadas para aplicação industrial seguindo uma filosofia

própria, onde presentam uma maior robustez, flexibilidade no uso de combustíveis e boa confiabilidade,

podendo atingir potências da ordem de 350MW. São normalmente turbinas a gás de ciclo simples, de um

eixo, um compressor; uma câmara de combustão (usualmente externa ao corpo da máquina) e uma

turbina. A razão de pressão total destas unidades pode variar de 5 a 15, podendo a temperatura máxima

chegar a 1290 ºC. Pela Tabela 2.2 pode-se visualizar um exemplo de turbina industrial heavy duty.

Tabela 2.1 Turbina a gás aeroderivativas.

Tabela 2.2 Turbinas a gás industriais heavy duty


18

As turbinas aeroderivativas, de potência entre poucas centenas de kW até 230 MW, geralmente

oferecem uma maior eficiência em ciclo simples que as turbinas heavy duty, sendo que as mais

modernas disponíveis no mercado apresentam eficiência na faixa dos 40 %, como pode ser visto na

Figura 2.1. Abaixo dos 30 MW a competição entre as turbinas aeroderivativas e as heavy duty é bastante

acirrada. Em termos genéricos as turbinas heavy duty tem um custo de investimento menor, maior

temperatura de saída dos gases de exaustão, oferecendo maior atratividade para recuperação de calor e

maior consumo de combustível. A escolha entre uma ou outra tecnologia está estritamente relacionada às

características específicas de cada aplicação, como por exemplo o custo do combustível, uso de

recuperação de calor, fator de utilização da planta, entretanto, há uma clara e notável penetração das

turbinas aeroderivativas.

Figura 2.1 Comparação de Eficiência entre as Turbinas Aeroderivativas e Heavy Duty.

2.1.2. Componentes principais da turbina a gás

Há diversos componentes e configurações normalmente encontrados nas turbinas a gás,

empregado com objetivo de aumentar a potência útil e a eficiência térmica. Neste sentido, encontram-

se os compressores, turbinas, dispositivos de resfriamento (i.e., intercoolers), câmaras de combustão e

trocadores de calor, sendo estes últimos instalados junto aos gases de exaustão (LORA &

NASCIMENTO, 2004). Contudo, em uma configuração simplificada da turbina a gás destacam-se:


19

Os compressores (turbocompressores) são apresentados em dois tipos: o radial ou

centrífugo (Figura 2.2-a) e o axial (Figura 2.2-b) conforme a direção do escoamento na saída do

rotor com relação ao eixo de rotação.

Seus componentes básicos são um ROTOR, contendo pás, que, no seu movimento de

rotação, transferem a energia (potência) mecânica, recebida no eixo, para o ar (fluido de trabalho) em

forma de potência hidráulica e um sistema de aletas (pás fixas) que formam o DIFUSOR (consta

basicamente de passagens divergentes que desaceleram o ar aumentando sua pressão). Existe ainda a

CARCAÇA onde é montado o conjunto.

Compressor Radial: De um modo geral podemos dizer que, para uma mesma potência, o

tipo radial fornece uma pressão maior com uma vazão correspondente menor quando comparado com

o tipo axial. Normalmente, no uso em turbinas a gás, os do tipo radial são mais adequados para

sistemas de menor potência enquanto que o axial se ajusta melhor para potências maiores. são usados

somente para turbinas a gás de pequeno porte até 500 kW (1500 kW em casos excepcionais como por

exemplo, em sistemas de segurança “stand-by”, turboalimentadores e turbinas de propulsão de

helicópteros, etc.)

(a) (b)

Figura 2.2. Exemplos de compressores aplicados em turbinas a gás.

(a) Turbina LTS 101, com compressor radial ou centrífugo.

(b) Turbina CF6N com compressor axial. (MARTINELLI)

Compressor Axial: Compressores axiais são usadas para sistemas de turbinas a gás de grande

e médio porte, tais como em centrais termelétricas, aviões, estações “booster”, etc. Apresentam

diâmetros e escoamento sem muito desvio (não há mudança de direção), o que permite atingir um

melhor rendimento que o tipo radial, porém necessita um número maior de estágios para a mesma

relação de pressão).


20

O desenvolvimento dos compressores ao longo dos últimos 40 anos teve grande

desenvolvimento, principalmente na razão de compressão (pressão na saída pela pressão na entrada)

em modelos aeroderivativos. Em números, a razão de pressão operada pelo compressor passou de

5:1, no início da II Guerra Mundial, para cerca de 12:1 nos projetos mais modernos de turbinas a gás

industriais e, para 30:1 nas aeroderivativas. Sem dúvida, este avanço no estado da arte contribuiu para

um aumento da eficiência térmica do ciclo simples, chegando a 35% nas turbinas aeroderivativas.

(GIAMPAOLO, 2006).

A turbina fornece potência para acionar o compressor e o gerador elétrico (heavy duty), ou

para impulsionar o avião (aeroderivativas) que está acoplado ao conjunto compressor-turbina,

chamado de spool (i.e., carretel). Basicamente, sua função é extrair o máximo de energia dos gases

quentes que deixam a câmara de combustão, expandindo-os a pressão e temperatura mais baixas.

Existem duas configurações principais, radiais e axiais, semelhantes aos compressores.

Turbina Radial: Apresentam somente um estágio com rotor semi-aberto, muito semelhante a

do compressor radial. O escoamento, agora, segue contra o efeito da força centrífuga no sentido radial

de fora para dentro. Destaforma é muito comum a denominação turbina centrípeta. São turbinas

compostas normalmente utilizadas para pequena potência como, por exemplo, nas turbo

alimentadores ou turbinas automáticas. Podem atingir até 4500kW em instalação com potência

efetiva de 1500kW (lembrar que o compressor consome cerca de 2/3 da potência da turbina).

Turbina Axial: As turbinas axiais são bastante semelhantes às turbinas a vapor de reação e

devido a considerável queda da entalpia nas turbinas a gás, dificilmente são utilizados mais de cinco

estágios. Na maioria de 2 a 4 estágios sendo que, para pequena potência basta 1 estágio. A baixa

pressão e alta temperatura da turbina a gás possibilitam uma construção mais leve.

Materiais resistentes à temperatura são necessários, principalmente tendo em vista a pequena

espessura das paredes. Como já mencionado, devido a alta temperatura dos gases e alta rotação, a

turbina fica sobrecarregada. Por tanto, materiais resistentes a alta temperaturas são usados. Isto

permite uma temperatura de trabalho de até 600 ºC para turbinas a gás estacionárias e para as usadas

na aeronáutica até 900 ºC (Martinelli L.C. – Máquinas Térmicas Vol.2, 2001).


21

2.1.3. Ciclo Brayton

O ciclo térmico nas turbinas a gás iniciam com a compressão do ar dinamicamente no

compressor. Na câmara de combustão o combustível é injetado sobre o ar comprimido e o processo

de combustão interna a pressão constante (idealmente) libera energia térmica. Na sequência, através

de expansão em uma turbina de reação, parte dessa energia liberada é utilizada para gerar trabalho de

eixo e acionar o compressor, Figura 2.3. Esse conjunto, compressor, câmara de combustão e turbina é

chamado de gerador de gás, podendo ser representado teoricamente como um ciclo termodinâmico,

chamado de Ciclo Brayton, concebido por George Brayton em 1870.

Figura 2.3 Turbina a gás de um eixo (LORA & NASCIMENTO, 2004)

2.1.4 Câmara de Combustão em Turbina a Gás

A câmara de combustão tem a finalidade de queimar uma quantidade de combustível

fornecida pelo injetor, com uma quantidade de ar proveniente do compressor, liberar o calor de tal

maneira que o ar seja expandido e acelerado para dar uma corrente uniforme do gás quente,

necessária à turbina. Isso deve ser alcançado com a mínima perda de pressão e a máxima eficiência,

pois uma queda de pressão total considerável da câmara representa desperdiçar parte da energia

utilizada para comprimir o ar diminuindo a eficiência global da máquina. Desta forma, os processos

físicos que ocorrem no interior da câmara, como atomização, vaporização e mistura entre os

reagentes, devem se desenvolver de forma mais eficiente possível.

Como mencionado anteriormente, a perda de pressão total na câmara deve ser evitada. Como

a perda de pressão é proporcional ao quadrado da velocidade do escoamento (∆P α v2), valores típicos

de velocidade na saída do último estágio (saída do compressor) são proibitivos para a câmara de

combustão (v≈150 m/s). Considerando assim, há necessidade de um difusor na entrada da câmara


22

para reduzir em cerca de cinco vezes a velocidade do ar. Outro ponto a destacar é a quantidade de ar

que a turbina a gás opera, cerca de 50 a 100 vezes maior que a vazão mássica de combustível. Na

prática isso significa que não se atingiria uma mistura inflamável se ar e combustível forem

misturados diretamente. Assim, a câmara de combustão é dividida em três zonas: zona primária, zona

intermediária e zona de diluição, como mostra a Figura 2.4.

Figura 2.4 Zonas de uma câmara de combustão em partes.

Zona Primária de Combustão: Na zona primária se injeta o combustível e acontece grande

parte das reações de combustão. A proporção entre os reagentes deve ser tal que produza uma mistura

inflamável em qualquer condição de operação da máquina. Cerca de 15% a 20% da vazão

volumétrica de ar proveniente do compressor deve ser injetada nessa região.

Um importante fator é a necessidade da presença de uma intensa zona de recirculação a

jusante do injetor de combustível para confinar e estabilizar a combustão nessa região. O dispositivo

ultilizado para isso é chamado de swirl, que basicamente é constituido de pás ou canais dispostos em

ângulo de tal forma que o escoamento de ar ao emergir do swirl apresenta uma forte componente

tangencial de velocidade. A medida que o escoamento se desenvolve, há tendência dele “abrir” em

direção à parede do combustor, o que causa uma queda de pressão na região central, fazendo com que

parte do escoamento se reverta.

Cerca de 3% a 12% do ar proveniente do compressor é injetado na zona primária da câmara

através dos swirls, como mostrado na Figura 2.5. Dependendo do projeto da câmara, esse valor pode

chegar a 50% do ar total da zona primária. Na Figura 2.6 é mostrado um esquema ideal de

comportamento da chama.


23

Figura 2.5 Distribuição de ar na câmara de combustão.

Figura 2.6 Dinâmica da câmara de combustão, Rolls Royce.

Zona Secundária de Combustão: Se os gases da combustão provenientes da zona primária

forem admitidos diretamente na zona de diluição, alguns produtos dissociados, tais como o CO e H2,

poderiam ser misturados tão rapidamente que a recombinação poderia não ocorrer no pequeno tempo

disponível, antes dos gases serem descartados da câmara. Com isso, a eficiência da combustão estaria

comprometida. Para dar o tempo necessário para que ocorra uma recombinação desses elementos é

necessário incluir entre a zona primária e a zona de diluição, uma zona intermediária. Assim, a

principal função dessa zona, além de conter a chama, é dar condições para a recombinação desses

elementos, eliminando dessa maneira, os produtos dissociados na zona de diluição.

Zona de Diluição: Nessa região da câmara espera-se que o processo de combustão já tenha

sido finalizado e sua função básica é diluir os gases quentes provenientes das zonas primárias e

secundárias no ar remanescente do compressor. Cerca de 50% do ar provenientes do compressor é

injetado na zona de diluição. A maior exigência de projeto para essa região é que a diluição entre os

escoamentos ocorre de tal forma que o perfil de temperatura na saída da câmara seja o mais uniforme

possível.


24

Essas temperaturas são obtidas de um perfil radial médio na saída da câmara de combustão.

Para isso, deve-se ter uma adequada penetração, diluição dos jatos de ar e o uso do número correto de

jatos para a formação da mistura, entretanto, a área e o número dos orifícios de diluição ainda é

assunto para pesquisas e deve ser um ponto de atenção no projeto de câmaras de combustão.

O processo final da mistura é afetado pela dimensão, geometria e queda de pressão do tubo de

chama, pelo tamanho, forma e coeficiente de descarga dos orifícios, distribuição do fluxo de ar nas

zonas da câmara e distribuição de temperatura dos gases quentes na entrada da zona de diluição.

Desta forma, busca-se em uma câmara de combustão, as características de projeto adequadas

de forma que a mistura final gerada esteja dentro do desejável. O swirl, junto com os demais

componentes da câmara, apresenta características funcionais que proporcionam melhor desempenho e

eficiência quando projetado adequadamente para condições de projeto específicas.

2.1.4.1. Tipos de câmara de combustão

I) Classificação por geometria

As câmaras de combustão podem ser dos tipos tubular (CAN), multitubular, tubular-anular

(CANNULAR) e anular (ANNULAR), Figura 2.7.

Neste item será detalhada a câmara de combustão tubular a ser estudada.

Figura 2.7 Tipos de combustores: a) tubular; b) multitubular; c) tubo-anular; d) anular.


25

Tubular: é formada de um tubo de chama cilíndrico concêntrico e de uma carcaça cilíndrica,

Figura 2.8.

Figura 2.8 Câmaras de combustão do tipo tubular:

a) Principais componentes de uma câmara de combustão tubular (Rolls Royce Limited).

b) Esquema simplificado de uma câmara tubular.

Vantagens:

- Fácil projeto e teste, pois a bancada de teste necessita de apenas 1/n do fluxo de massa da

turbina, sendo n o número de combustores;

- As características dos escoamentos de ar e combustível são facilmente combinadas;

- Mecanicamente robusta.


26

Desvantagens:

- Os dutos necessários entre o compressor e a câmara de combustão e entre a mesma e a

turbina são complexos e pesados;

- Alta perda de pressão total;

- Problemas no acendimento das chamas.

II) Classificação de acordo com a distribuição de ar

a) Combustor com fluxo direto: o ar flui diretamente do compressor passando do combustor

para a turbina, ou seja, o ar flui numa só direção com velocidade uniforme, minimizando os

problemas de distribuição de ar.

b) Combustor com Fluxo reverso: Encurtam a distância do eixo entre o compressor e a

turbina e podem ser colocados acima da turbina ou do compressor, Figura 2.9. Esta é usualmente

projetada quando o compressor for centrífugo. Esta forma permite o endireitamento do fluxo, antes de

entrar na câmara de combustão.

Figura 2.9 Combustor anular de fluxo reverso (Lefebvre, 1983)

Além dos dois tipos de combustores apresentados anteriormente, podem também ser

classificados como regenerativo, de vórtex simples, de dois estágios, geometria variável, pré-

misturado e catalítico.


27

2.1.4.2. Componentes Básicos da Câmara de Combustão da Turbina a Gás

Uma câmara de combustão em uma turbina a gás é composta de difusor, carcaça, bico injetor,

tubo de chama e swirl.

Difusor: É necessário para reduzir a velocidade do fluxo de ar do compressor. A variável

controlável é o ângulo de divergência, ou no caso de um difusor anular de largura constante e o

diâmetro médio variável, o ângulo equivalente. Um difusor com ângulo pequeno, será longo e

pesado, além de provocar grandes perdas por atrito, porém se for com um ângulo grande será curto e

leve, mas provocará perdas devido aos vórtices, (Lefebvre, 1983).

Carcaça: O diâmetro total da câmara de combustão é uma dimensão de importância

considerável, pois a maioria das outras dimensões da câmara são relativas a esta. A determinação do

diâmetro da câmara de combustão pode ser baseada nas necessidades de perda de carga, ou ainda

baseado nas necessidades da combustão ( Sawyer,1985).

Bico Injetor de combustível: Existem diversas configurações para o projeto do um bico

injetor, que variam, sobretudo de acordo com o combustível empregado. Se o combustível estiver na

fase líquida, a geometria do bico injetor deve necessariamente preparar o combustível antes do

momento da queima, promovendo o processo de nebulização do mesmo. Contudo, se o combustível

estiver na fase gasosa, como é o caso deste projeto, o combustível já está adequado para a queima,

tornando o projeto do bico mais simplificado.

Tubo de Chama: Exerce papel importante no processo final da mistura, onde é afetada pela

dimensão, geometria e queda de pressão do tubo de chama.

Chamas – Podem existir dois tipos de chamas em câmaras de combustão,

dependendo de onde ocorre a mistura ar combustível. Na chama difusiva, a mistura

ar/combustível ocorre diretamente na região da queima e na chama pré-misturada, a mesma

ocorre antes da região de queima.

Misturador de Ar (“swirl”): Tem como função principal provocar uma zona de recirculação

na zona primária da câmara de combustão para estabilizar e confinar a chama nessa região. A

intensidade da zona de recirculação é afetada principalmente pelo ângulo, número e tipo de pás do

swirl e pela vazão de ar que passa pelas pás.


28

2.2 Métodos numéricos aplicados à análise aerodinâmica de câmara de combustão

Para satisfazer as exigências de mercado para novos produtos, os combustores de turbinas a

gás devem ser analisados em menos tempo e com maior precisão. A análise rápida, precisa e eficiente

de um sistema de combustão em desenvolvimento, é uma estratégia vital para reduzir custos, tempo

de processamento e experimentos.

Durante o detalhamento de um projeto, as técnicas de otimização, tais como o delineamento

de experimentos, simulações numéricas, entre outras, são usadas extensivamente a fim de definir um

combustor que atenda a todas as exigências do motor. Estes podem incluir a queda de pressão, o

perfil de temperatura na saída, as emissões e a eficiência da combustão. A eficiência da combustão

está diretamente ligada aos parâmetros geométricos e aos dados de entrada (pressão, vazão mássica,

temperatura do combustível e do ar), cuja adequação pode ser verificada através da emissão de

poluentes, como hidrocarbonetos não queimados e monóxido de carbono.

Recentemente, o projeto da câmara de combustão, passou a contar com ajuda de códigos

numéricos (simulação numérica), que contribuem para um projeto de boa qualidade, com resultados

satisfatórios e com um baixo custo. Diferentes métodos podem ser utilizados para a análise de

câmaras de combustão. Dentre eles, o CFD (Computational Fluid Dynamics), baseado no Método de

Volumes Finitos, tem sido largamente utilizado para análise de câmaras de combustão anulares e

tubulares.

À medida que as pesquisas evoluem, modelos numéricos mais robustos e computadores mais

rápidos são desenvolvidos, permitindo projetar câmaras de combustão mais eficientes, com baixas

emissões de poluentes e a um menor custo. Por este caminho é possível melhorar a modelagem da

combustão, alcançando resultados mais precisos, em menor tempo e a um custo reduzido (Kuo,

1986).

Para aumentar a temperatura do fluxo de ar, a câmara de combustão deve satisfazer vários

requisitos, entre eles:

- Deve ser capaz de garantir a ignição em várias condições;

- Operar de forma estável em várias condições;

- Promover a queima completa, minimizando a formação e emissão de poluentes;

- Promover a mistura e diluição dos gases de combustão para evitar danos na turbina devido

ao gradiente de temperatura dos gases de exaustão;

- Obter um perfil de temperatura uniforme na saída da câmara de combustão;

- Ter baixa perda de carga;


29

- Ter o tamanho, peso e custo reduzidos, além de vida útil aceitável.

Devido à grande importância de estudos mais detalhados em câmara sde combustão de

turbinas à gás, vários pesquisadores tem se dedicado ao estudo deste equipamento. Na literatura são

encontrados diversos estudos de casos, com enfoque na aerodinâmica de câmaras de combustão

anulares e tubulares.

Pode-se citar, dentre muitos outros, o trabalho de Cameretti e Tuccilo (2004) em que fizeram

um estudo de três tipos de combustores. São eles:

1) um combustor anular convencional do tipo difusivo;

2) um combustor com pré-mistura pobre, com swirls radiais e geometria tubular;

3) um tubular, tipo RQL.

Foram utilizados para as simulações, o modelo de k-ε e o modelo de dissipação dos vórtices

(EDM), como modelo de turbulência e combustão, respectivamente.

Foi realizada uma comparação entre os dois últimos combustores, pois os mesmos são

baseados em conceitos opostos e podem, consequentemente, produzir comportamentos com

diferenças mais significativas. Com o combustor com pré-mistura pobre evita-se problemas em

termos de formação de NO. Com o combustor RQL, ao contrário, tem-se um comportamento mais

eficaz em relação à distribuição de temperatura na entrada da turbina.

Foi realizada uma análise utilizando gás natural e um combustível de baixo poder calorífico

(gás de biomassa) e também variações das condições de entrada, para a verificação do potencial de

cada tipo estudado, identificando os principais problemas de cada configuração.

O combustor com pré-mistura pobre consiste de um queimador, no qual a zona primária é

acompanhada de um swirl e também de um tubo de chama (liner) por onde o ar escoa para o

resfriamento e para os orifícios de diluição. No combustor RQL foram consideradas suas

características de efetividade operacional para uma grande faixa de relação ar/combustível e

temperatura de entrada, limitando assim, a produção de NO.

A Figura 2.10 mostra os detalhes dos vetores velocidade nas regiões mais representativas de

cada combustor. O combustor anular apresenta uma boa penetração do ar secundário no escoamento

primário, de tal forma que uma combustão completa pode ser esperada. O combustor pré-misturado

pode ser examinado na região primária, com referência a interação entre o escoamento do piloto e a

linha da pré-mistura, a qual é responsável pela ignição da mistura. O combustor RQL mostra que a

distribuição do escoamento na zona final apresenta uma vorticidade insuficiente para diminuir a

temperatura de combustão na zona primária, ou seja, pode-se ter problemas no processo de

combustão, na temperatura da chama e na temperatura na entrada da turbina.


30

Figura 2.10 Detalhes do vetor velocidade dos combustores estudados (Cameretti e Tuccilo, 2004).

Na Figura 2.11, tem-se a distribuição de temperatura, onde se verifica uma adequada

uniformidade da temperatura na saída do combustor anular, enquanto uma fraca interação do jato

primário com o ar de diluição é observada no combustor com pré-mistura pobre e com menor

intensidade, no combustor RQL. A análise da distribuição de temperatura é importante para a

verificação da formação de poluentes e degradação física dos combustores.

Figura 2.11 Comparação das distribuições de temperatura nos combustores (Cameretti e Tuccilo,

2004).

Outro trabalho que podemos ter como como referência é Rodrigues, (2009) que fala sobre

uma câmara de combustão de turbina a gás de 600 kW utilizando como combustível o gás natural,

com análises realizadas através do software CFX. As análises da aerodinâmica da câmara de

combustão em seus estudos foram feitas utilizando ar como fluido de trabalho, tanto na entrada de ar

como na entrada de combustível. Para a análise da distribuição de temperatura foi utilizado na

simulação, o gás natural. Para as simulações foram utilizadas as seguintes condições:

Ar vazão mássica de ar = 4,288 kg/s, temperatura = 461 K

Combustível vazão mássica = 0,12 kg/s, temperatura = 288K


31

Exaustão pressão = 3,96 bar

Os resultados de seus estudos obtidos através das simulações são apresentados logo abaixo

enfatizam a potencialidade e necessidade da utilização do método computacional quando trata-se em

comparar a teoria com a realidade.

Simulações:

- As simulações foram feitas para os planos longitudinais 1,2 e 3 traçados que aparecem na

Figura 2. 12 e os vetores e valores absolutos obtidos da velocidade ao longo desses planos aparecem

na Figura 2.13;

- Detalhe da recirculação presente na câmara de pré-mistura, a qual é responsável pela mistura

ar/combustível, anterior à região da zona primária (chama pré-misturada), Figura 2.16;

- Linhas de corrente partindo da entrada de ar e de combustível Figura 2.17;

- Distribuição de temperatura nos planos longitudinais 1, 2 e 3, Figura 2.18.

Figura 2.12 Planos longitudinais traçados (Rodrigues 2009).

Análises:

- Possibilidade de ancoragem da chama antes dos orifícios de diluição, como também a

geração de filmes de resfriamento próximos às paredes do tubo de chama, fator importante para

manter a integridade do material, Figura 2.15;


32

Figura 2.13 Vetores da velocidade ao longo de planos longitudinais (Rodrigues, 2009).

- O ar que entra na câmara de pré-mistura na direção axial e o combustível que entra na

direção perpendicular, favorem uma mistura mais homogênea do ar e do combustível, Figura 2.14;

Figura 2.14 Detalhes da recirculação presente no interior do injetor de ar (Rodrigues, 2009).

- Verificação da rotação do combustível dentro do injetor de ar, a partir da análise das linhas

de corrente, favorecendo a mistura do ar e do combustível antes da zona de combustão, Figura 2.17.

- Análise do trajeto do escoamento no interior do domínio estudado, analisando o fluido

partindo da entrada de ar e da entrada de combustível, Figura 2.15.


33

Figura 2.15 Linhas de corrente partindo da entrada de ar e de combustível (Rodrigues, 2009).

- Verificação da posição e temperatura da chama através dos perfis de temperatura, a

temperatura nas proximidades da parede, a temperatura na entrada da turbina, Figura 2.18;

Figura 2.16 Distribuição de temperatura nos planos longitudinais 1, 2 e 3 (Rodrigues, 2009).

Tendo como objetivo a análise da eficiência do processo de combustão de câmaras de

combustão, o próximo capítulo apresenta um estudo dos parâmetros mais significativos nos

problemas encontrados no caso analisado e nas possíveis soluções para os mesmos.


34

Capítulo 3 – Aerodinâmica de câmara de combustão

Um projeto aerodinâmico adequado é de vital importância para se obter um elevado

desempenho do sistema de combustão de turbinas a gás. Conforme foi mostrado, existem diferentes

tipos de combustores, diferindo-se em tamanho, conceito e método de injeção de combustível,

entretanto estudos revelam que alguns aspectos aerodinâmicos são comuns a todos eles. No difusor e

no “annulus” (região entre o tubo de chama e a carcaça externa), o principal objetivo é reduzir a

velocidade do escoamento e distribuir o ar em quantidades determinadas previamente para todas as

regiões do combustor, mantendo-se o escoamento uniforme, sem perdas ou qualquer tipo de

recirculação.

Processos de misturas são importantes na combustão e na zona de diluição. Na zona primária,

uma boa mistura é essencial para altas taxas de queima e mínima formação e emissão de óxidos de

nitrogênio, enquanto se obtém um nível satisfatório da mistura entre o ar e os produtos da combustão

na zona de diluição.

Um projeto satisfatório demanda conhecimento da recirculação do escoamento, penetração do

jato da mistura, bem como do coeficiente de exaustão para todos os orifícios de admissão de ar,

incluindo os “swirls”.

Este capítulo apresenta a metodologia de modelagem utilizada para a análise dos swirls em

uma câmara de combustão previamente determinada, partindo de um modelo já estudado. Serão

analisados os problemas encontrados e possíveis soluções de maneira a identificar os parâmetros mais

significativos para a análise da eficiência do processo de combustão de câmaras de combustão.

3.1 Projeto do Swirl

Para um bom desempenho da turbina, certos valores de temperatura e velocidade têm que ser

respeitados e, para que isto ocorra, a chama na câmara de combustão precisa ser controlada. Esse

controle se dá na forma de estabilidade de chama, conseguido pela otimização da mistura ar-

combustível, e pelo confinamento dessa chama nas zonas da câmara de combustão próprias para esse

fim.


35

Um dos modos de conseguir a mistura, a estabilização e o confinamento da chama é pela

criação de uma zona de recirculação, na zona primária. E isto é feito pelo swirl, que consiste de um

dispositivo aerodinâmico que adiciona uma componente tangencial ao fluxo que entra na câmara de

combustão, provocando por meio de forças centrífugas uma região de baixa pressão no centro da

câmara. Essa baixa pressão faz com que ocorra uma recirculação na zona primária e secundária,

induzindo assim um fluxo contrário no centro da câmara. Na Figura 3.1 são mostradas algumas

configurações de swirls.

Figura 3.1 Padrão de escoamento na zona primária.

a) jato oposto b) redemoinho estabilizado c) combinação de a e b (LEFEBVRE, 1998).

Figura 3.2 Métodos de criação de zonas de recirculação e vórtices (LEFEBVRE, 1998).

O vórtice criado causa mudanças significativas na geometria da chama devido à superposição

dos movimentos axiais e tangenciais (rotação) do fluxo. Sendo os principais parâmetros, que afetam a

intensidade da recirculação, o número de pás e o ângulo das pás do swirl.

Segundo Melconian e Modak (1985) as pás podem ser retas ou curvas, ou seja, axial ou radial

como apresentado na Figura 3.3; a vazão mássica do swirl deve ser entre 3 e 12% da vazão fornecida


36

pelo compressor; o ângulo das pás deve ficar entre 45 e 70° e o número de pás entre 8 e 10. Já

segundo Lefevre, os valores típicos são 30 a 60° para o ângulo das pás, 8 a 16 para o número de pás,

por volta de 7% para a vazão mássica e a perda de pressão no swirl deve estar entre 3 e 4% da pressão

de entrada.

Figura 3.3 Detalhes dos tipos de swirls (LEFEBVRE, 1998).

Podendo ser considerado que não há escorregamento entre o escoamento e as pás, logo o

ângulo do escoamento (betasw) é o próprio ângulo das pás. Para o projeto se considera a condição de

maior vazão da câmara de combustão. A perda de pressão no swirl pode ser calculada pela equação

3.1:

2

3

2

2

2

sec

m

m

A

A

A

A

q

p sw

sw

ref

sw

sw

ref

ref

( 3.1)

Onde:

swirl no pressão de perda defator -ref

sw

q

P

refA- área de referência do projeto da câmara

swA - área do swirl

sw - ângulo da pá do swirl

swm - fluxo mássico de ar no swirl

3m- fluxo mássico de ar na entrada da câmara


37

E segundo Lefevre (1983) a vazão mássica no swirl é dada pela equação 3.2.

2

1sec

2

Lsw

swsw

swsw

AAK

Pm

(3.2)

Onde:

swm - fluxo mássico de ar no swirl

- peso específico do ar

swP -variação de pressão no swirl

swK - fator de forma da pá do swirl

sw - ângulo da pá do swirl


LA - área linear

Sendo a área Asw dada pela equação 3.3 :

hubswvvhubswsw DDtnDDA 5,04

22

(3.3)

Onde:


hubD- diâmetro interno do swirl

swD- diâmetro externo do swirl

vn - número de de pás

vt - espessura das pás

Depois de definido o ângulo das pás do swirl e também a sua vazão, deve-se encontrar o fator

de perda de carga total. Sendo que na equação acima, a vazão msw corresponde a vazão total de todos

os swirls. Além disso, a constante Ksw corresponde ao fator de forma das pás, sendo igual 1,30 para as

pás retas e 1,15 para as curvas.

Assim o fator de perda de pressão é dado ela equação 3.4:

ref

diff

ref

s

refref

sw

q

P

q

P

q

P

q

P 43 (3.4)


38

Onde:

swirl no pressão de perda defator - ref

sw

q

P

câmara da longo ao pressão de perda defator -43

refq

P

snout no pressão de perda defator -ref

s

q

P

difusor do pressão de perda-3P

Pdiff

Note que na equação acima se considera as perdas de pressão no difusor, na entrada de ar do

snout (seção do bocal que tem como finalidade desviar precisamente a quantidade de ar necessária à

combustão) e através do swirl maiores que as perdas de pressão ao longo do restante da câmara. E o

fator de perda de pressão no difusor pode ser calculado pela equação 3.5:

3

43

43

3

1

P

Pq

P

P

P

q

P

ref

diff

ref

diff (3.5)

Onde:

difusor no pressão de perda defator -ref

diff

q

P

difusor do pressão de perda-3P

Pdiff

câmara da longo ao pressão de perda defator -43

refq

P

câmara da longo ao pressão de perda-3

43

P

P

De acordo com a apostila Combustão em Turbinas a Gás (Lacava P.T et al., 2009) os

seguintes valores podem ser considerados:


39

25,0

3728,20

01,0

2

0

43

3

s

s

ref

s

s

ref

s

ref

diff

q

P

A

A

q

P

q

P

ouq

P

P

P

Uma vez calculada a área da coroa do swirl, seu diâmetro também pode ser calculado. Para

isso o valor do diâmetro do acoplamento do injetor ou o diâmetro interno do swirl deve ser

conhecido. Valores típicos são da ordem de 10 a 15% do valor Dref. É importante que o escoamento

ao deixar o swirl se espalhe radialmente deixando no centro uma região de baixa pressão que força o

escoamento a se reverter. Para que isso aconteça, é preciso que Dsw seja relativamente inferior ao Dft

(Diâmetro do tubo de chama). Mais precisamente 30% de Dft.

O comprimento da zona de recirculação (lzr) deve assumir valores entre o comprimento da

zona primária (Lzp) e duas vezes o diâmetro externo do swirl (2Dsw).

Assim da equação da vazão mássica e da equação da área do swirl pode-se obter o diâmetro

do swirl (Dsw).

Outro parâmetro importante é o número do swirl, que deve assumir valores superiores a 0,6. E

pode ser escrito conforme equação 3.6: (antagônicas)

tsw

mN

GD

GS

2

tan.

1

1

3

22

3

sw

hub

sw

hub

N

D

D

D

D

S

(3.6)

Onde:

NS - número de swirl

mG - quantidade de movimento do fluxo axial

tG - aceleração axial

swD- diâmetro externo do swirl

- semiângulo de abertura da cúpula


40

De maneira inversa pode-se, a partir de um número de swirl especificado, calcular o ângulo

mínimo das pás do swirl.

O número do swirl está diretamente relacionado com o tamanho e formato da zona de

recirculação. E os fatores que governam estas grandezas são, principalmente, o ângulo e o número de

pás, a relação de aspecto das pás e o formato das pás. E como se pode observar, a maioria das

variáveis não estão diretamente ligadas às fórmulas apresentadas, ou como já se pode observar na

prática, os valores indicados pelos autores não são condizentes com as condições de trabalho de

câmaras de combustão específicas.

Visto isto, o estudo de modo mais abrangente das influências dos fatores ângulo e número de

pás sobre o formato e comprimento da zona de recirculação se faz necessário.

Portanto, a proposição deste trabalho é adquirir mais informações sobre estas influências por

meio de análises numéricas computacionais (CFD), tornando o projeto da câmara mais condizente

com uma situação real de trabalho.


41

Capítulo 4 – Simulação numérica e análise dos resultados

A metodologia para este trabalho foi desenvolvida e automatizada na planilha Excel®

conforme descrito na Seção 5.1 do trabalho de DIAS (2011). Diante dos inúmeros detalhes

envolvidos no projeto de câmara de combustão de turbina a gás, os cálculos foram distribuídos em

diversas abas na planilha Excel®, estruturada conforme o esquema mostrado na Figura 4.1

(metodologia proposta por Lefebvre,1998).

Figura 4.1 Organização da metodologia na planilha Excel® (DIAS, 2011).

Tendo como foco principal o projeto de swirl, os cálculos numéricos para esse trabalho,

apresentados no capítulo 03, foram feitos através do acesso ao menu da planilha principal, Figura 4.2,

onde uma aba específica para o projeto de swirl foi utilizada, Figura 4.3.


42

Figura 4.2 Tela inicial da planilha Excel® desenvolvida (DIAS, 2011).

Figura 4.3 Aba dedicada ao projeto do swirl (DIAS, 2011).


43

O programa de modelagem utilizado foi o SolidWorks™, integrado com o Microsoft Excel®

permitindo a atualização das dimensões do modelo a partir dos valores contidos da planilha Excel®

externa criada para esse projeto.

4.1 Análises dos Modelos de Turbulência

Baseado na geometria da câmara de combustão criada no SolidWorks™ com auxílio da

planilha Excel®, foram detalhados neste capítulo as diversas simulações realizadas empregando o

programa ANSYS CFX® para as possíveis configurações de swirls, visando comparar os resultados

obtidos na planilha Excel® com os resultados das simulações, tendo como referência o modelo

proposto no trabalho de DIAS (2011).

Para as simulações do trabalho, a geometria da câmara de combustão foi projetada com os

dados de entrada mostrados na Tabela 4.1, empregados por Rodrigues (2009) para a simulação de

uma câmara de combustão de turbina a gás de 600kW de potência. Esta simulação foi considerada

“Referência”, pois a geometria resultante não possui qualquer otimização.

Tabela 4.1 Dados de entrada da Simulação 1 (Rodrigues, 2009).

Para as simulações foi utilizado o gás natural como combustível.

A câmara de combustão a ser estudada é mostrada na Figura 4.4, onde podem ser observados

alguns detalhes do tubo de chama.


44

Figura 4.4 Modelo sólido da câmara de combustão desenvolvida e do tubo de chama (DIAS, 2011).

Nesta simulação, foram empregados o modelo de turbulência SST e modelo de combustão

Eddy Dissipation (EDM). O modelo de turbulência foi escolhido pelos bons resultados encontrados

por Rodrigues (2009) em aplicações semelhantes à encontrada neste trabalho. Quanto ao modelo

Eddy Dissipation, este foi escolhido pelo fato de ser um modelo abrangente e considerar, dentre

outros fatores, um regime turbulento de queima além de uma chama do tipo difusiva (LEFEBVRE,

1998)..

(a) (b)

Figura 4.5 Detalhes da geometria simulada: (a)Vista isométrica; (b) Vista lateral. (DIAS, 2011).

Conforme mostrado na Figura 4.6, a malha escolhida é não estruturada, do tipo tetraédrica,

pois é a mais adaptada às geometrias complexas. Na malha global, foram empregados elementos de

tamanho 0,008 m, com 15 iterações de ajuste da malha. Contudo, em virtude dos inúmeros detalhes


45

existentes, ainda foram feitos refinamentos nos furos de diluição, nas pás do swirl e nas regiões de

entrada e saída, com tamanho máximo dos elementos de 0,004m. Ao final, a malha criada na

superfície de toda a câmara de combustão resultou num total de 2,7 milhões de elementos dispostos

em 4,6 mil nós.

Figura 4.6 Detalhes da malha gerada para a simulação 1.

Após a preparação da geometria, geração da malha e escolha das condições de contorno,

foram obtidos os resultados das simulações no ANSYS CFX® as quais são apresentados a seguir.


46

4.1.1 Simulação 1: Projeto de Referência

Para a análise dos resultados obtidos nas simulações, foram criados alguns planos para a

análise da aerodinâmica no interior da câmara, como também algumas linhas de corrente e em todas

as simulações foi usado como combustível gás natural com a seguinte composição: 79,39% CH4,

14,42% C2H4, 4,32% CO2 e 1,86% N2, sendo estas porcentagem de masssa.

A análise dos vetores velocidade ao longo da câmara nos fornece várias informações, como

zonas de recirculação, possibilidade de ancoragem da chama na região primária, entre outras.

Para se obter uma velocidade reduzida do escoamento na saída do difusor, este componente

foi projetado com uma velocidade do escoamento da ordem de 100,0 m/s na saída. Esta velocidade

corresponde à mínima possível, pois a área máxima transversal disponível esta limitada pela área de

referência. Contudo, conforme pode ser visualizado através da Figura 4.7, mesmo após ter aumentado

o ângulo de divergência para reduzir o comprimento excessivo do difusor, foi verificado que isto não

teve efeito. Isto se deve principalmente devido a ocorrência de um descolamento do fluxo próximo a

parede, criando uma região de baixa velocidade e, consequentemente, um canal na região central foi

formado. Ainda, pode ser verificado que a partir de um determinado local o processo de difusão foi

interrompido, não promovendo mais a redução da velocidade por parte do difusor, resultando em uma

velocidade elevada na região central e prejudicando o processo de mistura na região de queima.

Ainda de acordo com a Figura 4.7, pode ser observado a influência do injetor de combustível

no escoamento, chegando a interromper o escoamento na região superior, além de promover uma

velocidade elevada do escoamento na região inferior do swirl, ocasionando um desbalanceamento nas

massas de ar.


47

Figura 4.7 Vetores velocidade no plano YZ longitudinal (DIAS, 2011).

Foi posicionado um anel no interior do tubo de chama no final da zona primária, com objetivo

de recircular o ar de modo a favorecer o processo de mistura. Contudo, diante da velocidade

excessiva do escoamento após atravessar o swirl, o escoamento de ar arrastou apenas uma pequena

parte do combustível, permanecendo próximo das paredes do domo. Desta forma, mesmo com o uso

do anel, o escoamento de ar não recirculou para o interior da zona primária misturando de forma

efetiva com o combustível, ou seja, manteve-se na região central.

Pode-se notar, pela Figura 4.8, a elevada velocidade do escoamento de ar prejudica uma

mistura eficiente com o combustível, pois uma maior parte do escoamento de ar contorna o

escoamento de combustível sem se misturar. Desta forma, a velocidade elevada do escoamento de ar

tende a arrastar a chama para o final da câmara.

Figura 4.8 Detalhe do fluxo de ar do swirl e encontrando com o combustível (DIAS ( 2011)).


48

A aparente mistura verificada foi devida, em grande parte, ao anel posicionado no final da

zona primária, e não simplesmente como resultado da recirculação e da baixa velocidade.

Assim, se a velocidade do escoamento de ar fosse reduzida, a mistura teria sido melhor.

De acordo com a distribuição de temperatura mostrada na Figura 4.9, a temperatura da chama

apresentou valores elevados partindo das extremidades para a região central da câmara, evidenciando

a dificuldade de mistura do escoamento de ar com o combustível na região primária. Assim, como o

escoamento de ar arrastou somente uma parte do combustível, o fato das temperaturas estarem

elevadas nas extremidades está coerente. Além disso, esta dificuldade de mistura reflete em uma

chama mais longa, com altas temperaturas próximas a parede e a saída da câmara.

Figura 4.9 Contorno temperatura ao longo dos planos longitudinais YZ (DIAS ( 2011)).

4.1.2 Simulação 2: Ângulo da pá de 20o

Observa-se na Figura 4.10c que há um descolamento do fluxo nas paredes do difusor o que

produz um caminho preferencial central, fazendo com que o difusor perca sua função, ou seja, gerou-

se uma velocidade excessiva na entrada do tubo de chama. Nesta mesma figura vê-se a zona de baixa

pressão e velocidade no centro do tubo de chama, esta é uma zona de recirculação e se localiza no

local correto.

Nota-se também (Figura 4.10a e 4.10b) que o tubo do injetor de combustível influencia o

escoamento na parte superior da câmara, gerando uma zona de estagnação. Este efeito gera um

desbalanceamento das massas de ar que entram no swirl. O fluxo que passa pelo swirl, apesar de


49

ganhar a componente tangencial de velocidade (Figura 4.10a) continua com velocidade muito grande,

o que faz com que a maior parte do fluxo se mantenha colado à parede do domo (Figura 4.10c).

Todos estes aspectos juntos fazem com que a mistura não se dê de forma adequada, arrastando assim

o combustível.

(a)

(b)

(c )

Figura 4.10 Perfil do campo de vetores velocidade


50

Figura 4.11 Linhas de corrente de ar (azul) e combustível (vermelho)

Como analisado nos vetorres velocidade, devido à velocidade excessiva na entrada, o

combustível não se misturou de forma adequada e foi arrasrtado (Figura 4.11), apesar de haver

recirculação na zona primária. Este arrasto desloca a chama para o final do tubo de chama, o que não

é recomendado. Nota-se como de fato o injetor de combustível gera uma pertubação no escoamento

antes do swirl.

Figura 4.12 Perfil de temperatura ao longo do plano longitudinal ZY


51

Figura 4.13 Perfil de temperatura na saída da câmara

Comprovando as análises anteriores, vê-se (Figura 4.12) que o combustível foi arrastado e

queimado mais no final da câmara, o que gera além de uma temperatura média mais alta que o

recomendado um gradiente de temperatura na saída da câmara (Figura 4.13), o que é extremamente

prejudicial para as pás das turbinas.

Os resultados obtidos na saída da câmara de combustão foram:

Temperatura média na saída da câmara = 1188,9 K

Temperatura máxima na saída da câmara = 2240,0 K

Temperatura mínima na saída da câmara = 602,1 K

Quantidade de CH4 encontrado na saída da câmara foi de = 0.002801.10-6

ppm

4.1.3 Simulação 3: Ângulo da pá de 30 o

Nota-se na Figura 4.14c ,que como no caso anterior, o escoamento descola no difusor, gerndo

uma velocidade excessiva na entrada do tubo de chama. Como também se observa uma região de

baixa pressão, uma zona de recirculação na zona primária. A influência do tubo de injeção de

combustível no escoamento (Figura 4.14a e 4.14b) na parte superior da câmara, gerando uma zona de

estagnação, ermanece para os estudos com ângulo de pá igual a 30 graus. Este efeito gera um

desbalanceamento das massas de ar que entram no swirl. O fluxo que passa pelo swirl, apesar de


52

ganhar a componente tangencial de velocidade (Figura 4.14a) continua com velocidade muito grande,

o que faz com que a maior parte do fluxo se mantenha colado à parede do domo (Figura 4.14c).

( a )

( b )

( c )



53

Na Figura 4.15 são mostradas as linhas de corrente de ar e de combustível, onde pode-se

observar que a alta velocidade de entrada do ar arrasta o combustível, fazendo com que a chama

tenha tendência novamente de se deslocar para a saída da câmara de combustão, apesar de haver uma

certa recirculação.


Comprovando as análises anteriores, vê-se (Figura 4.16) que o combustível foi arrastado e

queimado mais no final da câmara, o que gera além de uma temperatura média mais alta que o

recomendado um gradiente de temperatura na saída da câmara (Figura 4.17), o que é extremamente




Temperatura máxima na saída da câmara = 2258,3K


Quantidade de CH4 encontrado na saída da câmara foi de 0.00278 x10-6

ppm


54




55


Observa-se pela Figura 4.18c que o escoamento descola das paredes do difusor o que produz

um caminho preferencial central, criando assim uma velocidade excessiva de entrada.

Vetores velocidade no plano longitudinal YZ

( a)

(b)

( c )



56

O tubo de combustível influencia o escoamento na parte superior da câmara (Figura 4.18a e

4.18b), gerando uma zona de estagnação, gerando um desbalanceamento das massas de ar que entram

no swirl. O fluxo que passa pelo swirl, apesar de ganhar a componente tangencial de velocidade

(Figura 4.18a) continua com velocidade muito grande, o que faz com que a maior parte do fluxo se

mantenha colado à parede do domo (Figura 4.18c). Todos estes aspectos juntos faze com que a

mistura não se dê de forma adequada, arrastando assim o combustível.


Através da linhas de corrente, Figura 4.19, pode-se verificar um comportamento muito similar

ao do caso anterior, onde a velocidade excessiva do ar e combustível na entrada do tubo de chama

faz com que o combustível não se misture de foma adequada e seja arrasrtado (Figura 4.19), apesar de

uma recirculação na zona primária.

Comprovando as análises anteriores, observa-se na Figura 4.20, que o combustível foi

arrastado e queimado mais no final da câmara, gerando uma temperatura média elevada e um

gradiente de temperatura inadequado na saída da câmara (Figura 4.21), o que é extremamente






Quantidade de CH4 encontrado na saída da câmara foi de 0.001412 x 10-6

ppm


57




58


Observa-se na Figura 4.22c que no difusor que há um descolamento do fluxo nas suas

paredes, gerando uma velocidade excessiva na entrada do tubo de chama.

( a)

( b )

( c )

Figura 4.22 Perfil dos vetores velocidades


59

Na Figura 4.22 pode-se observar uma zona de baixa pressão no centro do tubo de chama.

Nota-se também (Figura 4.22a e 4.22b) que o tubo do injetor de combustível influencia o escoamento

na parte superior da câmara, gerando uma zona de estagnação gerando um desbalanceamento das

massas de ar que entram no swirl. O fluxo que passa pelo swirl, apesar de ganhar a componente

tangencial de velocidade (Figura 4.22a) continua com velocidade muito grande, o que faz com que a

maior parte do fluxo se mantenha colado à parede do domo (Figura 4.22c). Todos estes aspectos

juntos faze com que a mistura não se dê de forma adequada, arrastando assim o combustível.


Devido à velocidade excessiva na entrada do ar, não houve uma mistura adequada do ar com o

combustível, mostrado na Figura 4.23, que representa as linhas de correntes do reagentes. Este arrasto

desloca a chama para o final do tubo de chama, o que não é recomendado.

Comprovando as análises anteriores, observa-se na Figura 4.24, que o combustível foi

arrastado e queimado mais no final da câmara, o que gera além de uma temperatura média mais alta

que o recomendado um gradiente de temperatura na saída da câmara, Figura 4.25, o que é

extremamente prejudicial para as pás das turbinas


Temperatura média na saída da câmara = 1200.7 K




60




61

Capítulo 5 – Conclusões

Nas simulações feitas a meta de convergência era de 10-6

, mas este valor não foi alcançado.

Ficando a convergência das simulações oscilando de maneira uniforme e baixa amplitode em valores

da ordem de 10-4

. No caso da câmara estudada, a chama estava deslocada para a saída da câmara e

com grande comprimento. Isto se deve ao arrasto do combustível ocasionado pela grande velocidade

de entrada do ar, gerando uma componente tangencial de velocidade igualmente alta. Então,

demonstrou-se que, quando essa componente diminuia a chama era recuada um pouco, de forma que

ela se localizasse em uma região mais favorável. Esse recuo da chama foi propiciado pela diminuição

do ângulo das pás do swirl. Contudo, como as velocidades de entrada se mantiveram alta, o arrasto de

combustível ainda foi uma parcela crírtica do posicionamento e tamanho da chama.

De forma geral, a chama ainda não tem um comportamento adequado, devido às altas

velocidades. Para esta configuração, câmara tubular, o comprimento da câmara deveria ser muito

maior, para que o combustível tivesse tempo de ser queimado e a temperatura se homogenizasse na

entrada da turbina.

Para se obter um resultado mais adequado, deve-se fazer outros estudos com mais

configurações de swirl, como por exemplo, um swirl radial para se diminuir ainda mais a velocidade

de entrada do ar na zona primária.

Pode-se observar que mesmo com as mudanças na inclinação das pás do swirl, o resultado não

alterou significativemente, mostrando assim que o fato da velocidade nas proximidades do swirl ser

muito elevada, é preponderante sobre o resultado ruim da chama. Para se obter um resultado mais

adequado, inicialmente deve-se trabalhar em ter uma velocidade de entrada menor no swirl, para que

as alterações nos parâmetros das pás possam influenciam de forma mais significativa no resultado

final da combustão.

Vale ressaltar que a velocidade de entrada do ar vindo do compressor fica em torno de 100

m/s e a velocidade de entrada do combustível deve ficar em torno 10 m/s. Para se obter uma mistura

adequada na zona primária, deve-se ter uma razão não muito grande entre essas velocidades. Valores

inadequados da razão de velocidades na zona primária , deslocam a chama para o final da câmara de

combustão, ou ainda para perto do bico injetor. Esses deslocamentos inadequados prejudicam a

integridade do material da turbina e do tubo de chama.


62

Conclui-se então que o ângulo das pás do swirl influenciam bastante a localização da chama e

o seu formato, e que a literatura nos fala de ângulos de pá entre 30 e 60°, mas que este valor pode ser

extrapolado para se adequar a localização das chamas. Foi mostrado também que o uso de câmaras de

combustão tubulares nem sempre é a melhor opção, devido ao grande porte que este equipamento

deve ter para se adequar aos requisitos básicos de projetos de câmaras de combustão, como

velocidades, temperaturas e níveis de emissões de poluentes.

Outra conclusão importante é a verificação do potencial de utilização da dinâmica de fluido

computacional e das simulações numéricas em projetos de engenharia, podendo ser obtidos

resultados de várias alterações do projeto incial até a confecção do protótipo a ser testado. Com isso,

pode-se obter um resultado final mais preciso, com tempo reduzido e custo menor de projeto.


63

Capítulo 6 – Referências Bibliográficas

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Documents

Análise Aerodinâmica de Diferentes Configurações de Swirl para Câmara de Combustão de Uma Turbina a Gás