Turbinas a Gás
O desenvolvimento das turbinas a gás começou paralelamente ao desenvolvimento do motor a vapor. A primeira patente relativa ao antecessor da moderna turbina a gás foi concedida em 1791.
No entanto, a turbina a vapor difundiu-se no mercado enquanto a turbina a gás enfrentou problemas tecnológicos decorrentes da falta conhecimentos sobre aerodinâmica, necessários para o projeto de compressores eficientes, e decorrentes da inexistências de materiais adequados para resistir às altas temperaturas.
Somente a partir da década de 30, a turbina a gás tornou-se um produto comercial devido à necessidade da indústria aeronáutica de desenvolver propulsão com menor relação peso/potência.
Atualmente, as turbinas a gás são classificadas, de acordo com a aplicação, em:
e, em relação aos aspectos construtivos, elas podem ser classificadas em:
Eixo Simples;
Eixo
Duplo;
Compressor
Dual;
Regenerador;
Resfriador
Intermediário;
Toda turbina a gás consiste basicamente em um compressor, uma câmara de combustão e a turbina, conforme mostra o vídeo.
O compressor comprime o ar atmosférico até à câmara de combustão utilizando parte do trabalho mecânico da turbina. Por sua vez, o combustível queimado na câmara de combustão aumenta a temperatura dos gases. Estes gases aquecidos entram na turbina e se expandem realizando trabalho mecânico, que aciona o compressor e a carga. Finalmente, os gases da saída da turbina são jogados de volta para a atmosfera que os esfria.
Considerando a turbina a gás como sendo uma máquina térmica ideal, a Figura em anexo mostra os quatro processos envolvidos no seu funcionamento:
Compressão;
Adição
de calor;
Expansão;
Retirada
de calor.
Este ciclo termodinâmico é chamado de ciclo Brayton e considera os seguintes hipóteses:
O
fluído de trabalho é um gás perfeito com calor específico e composição
constantes;
Os
processos de compressão e expansão são reversíveis e
adiabáticos;
As
parcelas de energia cinética são desprezíveis;
Não existem perdas de pressão;
O
fluxo de massa é constante em todo o ciclo;
O
processo de combustão é representado por um processo de transferência de calor a
partir de uma fonte quente;
O
ciclo é completado pela transferência de calor para o meio ambiente;
Todos os processos são
reversíveis;
O projeto das turbinas a gás apresenta dois parâmetros básicos: a taxa de compressão - rc- e coeficiente de temperatura - t.
Estes parâmetros são dados por:
Onde a taxa de compressão é a relação entre a pressão na saída e na entrada do compressor e o coeficiente de temperatura é a relação entre a temperatura na saída da câmara de combustão e a temperatura do ar na entrada do compressor, em graus Kelvin. As turbinas aeroderivativas apresentam taxa de compressão entre 20 e 30 e o coeficiente de temperatura entre 5 e 5,5. Em todos os casos, a temperatura máxima é limitada pela tecnologia de materiais, que hoje é da ordem de 1500 °C.
A eficiência e o trabalho do ciclo Brayton são dados pelas expressões abaixo:
Onde:
Cp0 é o calor específico a pressão constante;
Cv0 é o calor específico a volume constante;
ηt é o rendimento térmico;
wt é o trabalho específico;
É importante observar que o rendimento depende apenas da relação de pressão e do calor específico e o trabalho depende também da relação de temperatura.
Estas expressões foram deduzidas considerando calor específico constante e gás ideal.
Conforme pode ser visto na figura em anexo, o calor específico do ar não pode ser considerado constante entre a temperatura ambiente e a temperatura máxima da turbina. Esta variação, de aproximadamente 16%, tem algum impacto nas analises anteriores.
