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Ciclo de Brayton com Regeneração
Em motores de turbina a gás, a temperatura do gás de exaustão que sai da turbina é frequentemente
consideravelmente mais alto do que a temperatura do ar que sai do compressor. Portanto, o ar de
alta pressão que sai do compressor pode ser aquecido transferindo calor para ele dos gases de
exaustão quentes em um trocador de calor de contra fluxo, que também é conhecido como
regenerador ou recuperador.
Um esboço do motor de turbina a gás utilizando um regenerador e o diagrama TS do novo ciclo
são mostrados nas figuras 9-38 e 9-39 respetivamente.
A eficiência térmica do ciclo Brayton aumenta como resultado da regeneração, uma vez que a
porção de energia dos gases de escape que normalmente é rejeitada para o ambiente é agora usada
para pré-aquecer o ar que entra na câmara de combustão. Isso, por sua vez, diminui os requisitos
de entrada de calor (portanto, combustível) para a mesma saída de trabalho líquido. Observe, no
entanto, que o uso de um regenerador é recomendado apenas quando a temperatura de exaustão da
turbina for maior que a temperatura de saída do compressor. Caso contrário, o calor fluirá na
direção reserva (para os gases de escape), diminuindo a eficiência. Essa situação é encontrada em
motores de turbina a gás operando em relações de pressão muito altas.
A temperatura mais alta que ocorre dentro do regenerador é T4, a temperatura dos gases de
exaustão que saem da turbina e entram no regenerador. Sob nenhuma condição o ar pode se pré-
aquecido no regenerador a uma temperatura acima desse valor. O ar normalmente sai do
regenerador na temperatura mais baixa, T5. No caso limite (ideal), o ar sai do regenerador na
temperatura de entrada dos gases de exaustão T4. Supondo que o regenerador esteja bem isolado
e quaisquer mudanças nas energias cinética e potencial sejam insignificantes, as transferências de
calor reais e máximas dos gases de exaustão para o ar podem ser expressos como:
𝑞𝑟𝑒𝑔𝑒, 𝑎𝑐𝑡 = ℎ5 − ℎ2 e 𝑞𝑟𝑒𝑔𝑒, 𝑚𝑎𝑥 = ℎ5 − ℎ2 = ℎ4 − ℎ
A extensão em que um regenerador se aproxima de um regenerador ideal é chamada de eficiência
e é definida como:
P =
Quando as suposições do padrão de ar frio são utilizadas, isso reduz para:
P =
Um regenerador com uma eficiência mais alta obviamente economiza uma quantidade maior de
combustível, pois ele pré-aquece o ar a uma temperatura mais alta antes da combustão. No entanto,
atingir uma eficácia mais alta requer o uso de um regenerador maior, que carrega um preço mais
alto e causa uma queda de pressão maior. Portanto, o uso de um regenerador com uma eficácia
muito alta não pode ser justificado economicamente, a menos que a economia dos custos de
combustível exceda as despesas adicionais envolvidas. A eficácia da maioria dos regeneradores
usados na prática é abaixo de 0,85.
Sob as hipóteses do padrão de ar frio, a eficiência de um ciclo de Brayton ideal com regeneração
é:
Ƞ th,regen=1- (
Portanto, a eficiência térmica de um ciclo de Brayton com regeneração depende da razão entre as
temperaturas mínima e máxima, bem como da razão de pressão. A eficiência térmica é plotada na
Fig. 9-40 para várias razões de pressão e razões de temperatura mínima e máxima. Está figura
mostra que a regeneração é mais eficaz em razoes de pressão mais baixas e baixas razoes de
temperatura mínima para máxima.
Isso representa uma economia de 220,0 kJ/kg em relação aos requisitos de entrada de calor. A
adição de um regenerador (assumindo como sem atrito) não afeta a saída de trabalho líquido.
Assim
Ƞth =
Discussão: observe que a eficiência térmica da turbina a gás aumentou de 26,6 para 36,9% como
resultado da instalação de um regenerador que para recuperar parte da energia térmica dos gases
de escape.
Inter-Refrigeramento, Reaquecimento e Regeneração
O trabalho líquido de um ciclo de turbina a gás é a diferença entre a turbina saída de trabalho e
entrada de trabalho do compressor, e pode ser aumentada diminuído o trabalho do compressor ou
aumentando o trabalho ambos. Foi mostrado no cap. 7 que o trabalho necessário para comprimir
um gás entre duas pressões especificadas pode ser diminuída realizando o processo de compressão
em etapas e refrigerando o gás entre elas (Fig. 9-42) – isto é, é usando compressão multiestágio
com intercooler. À medida que o número de estágios é aumentado, o processo de compressão
torna-se quase isotérmico na temperatura de entrada do compressor e o trabalho de compressão
diminui.
Da mesma forma, o trabalho de saída de uma turbina operando entre duas pressões os níveis podem
ser aumentados expedindo o gas em etapas e reaquecendo-o entre, isto é, utilizando expansão
multiestágio com reaquecimento. Isto é realizado sem elevar a temperatura máxima do ciclo. Como
o número de estágios é aumentado, o processo de expansão torna-se quase isotérmico. O
argumento anterior é baseado em um princípio simples: o trabalho de compressão ou expansão de
fluxo constante é proporcional ao específico volume de fluido. Portanto, o volume específico do
fluido de trabalho de ser o mais baixo possível durante um processo de compressão e o mais alto
possível durante um processo de expansão. É precisamente isso que o intercooler e reaquecimento
realizam.
A combustão em turbinas a gás ocorre normalmente em quatro vezes a quantidade de ar necessário
para a combustão completa para evitar temperaturas excessivas. Portanto, os gases de escape são
ricos em oxigénio, e o reaquecimento pode ser realizado simplesmente pulverizando combustível
adicional nos gases de escape entre os dois estados de expansão.
O fluido de trabalho sai do compressor a uma temperatura mais baixa e a turbina a uma temperatura
mais alta, quando o intercooler e o reaquecimento são utilizados. Isso torna a regeneração mais
atraente, quando um maior potencial para regeneração existe. Alem disso, os gases que saem do
compressor podem ser aquecidos para uma temperatura mais alta antes de entrarem na câmara de
combustão devido a temperatura mais alta do escapamento da turbina.
Um esquema do arranjo físico e o diagrama Ts de um ciclo ideal de turbina a gás de dois estágios
com intercooler, reaquecimento e regeneração são mostrados nas figuras 9-43 e 9-44. O gás entra
no primeiro estágio do compressor no estado 1, é comprimido isotermicamente até a uma pressão
interna P2, é resfriado a pressão constante ate o estágio 3 (T3=T1), e é comprimido no segundo
estagio isotermicamente até a pressão final P4. No estado 4 o gás entra no regenerador, onde é
aquecido a T5 a pressão constante. Em um regenerador ideal, o gás sai do regenerador na
temperatura do escapamento da turbina, isto é, T5=T9. O processo primário de adição de calor (ou
combustão) ocorre.
O lugar entre os estados 5 e 6. O gás entra no primeiro estágio da turbina em estado 6 e se expande
isentropicamente para o estado 7, onde entra no ré-aquecedor. É reaquecido a pressão a pressão
constante até o estado 8 (T8=T6), onde entra no segundo estágio da turbina. O gás sai da turbina
Um ciclo de turbina a gás ideal com dois estágios de compressão e dois estágios de expansão tem
uma razão de pressão geral de 8. O ar entra em casa estágio do compressor a 300l e em cada
estágio da turbina a 1300k. determine a razão de trabalho de retorno e eficiência térmica deste
ciclo de turbina a gás, assumindo (a) nenhum regenerador e (b) um regenerador ideal com 100%
de eficácia. Compare os resultados com aqueles obtidos no exemplo 9-5.
Solução. Um ciclo de turbina a gás ideal com dois estágios de compressão e dois estágios de
expansão é considerado. A razão de trabalho de retorno e a eficiência térmica do ciclo devem ser
determinadas para os casos de nenhuma regeneração e regeneração máxima.
Suposiçõe s. 1 Existem condições operacionais estáveis. 2 As suposições do padrão de ar são
aplicáveis. 3 As mudanças de energia cinética e potencial são desprezáveis.
Analise. O diagrama Ts do ciclo ideal de turbina a gás descrito é mostrado na Fig 9- 5 6. Notamos
que o ciclo envolve dois estágios de expansão, dois estágios de compressão e regeneração.
Para compressão e expansão de dois estágios, a entrada de trabalho é, minimizada e na saída de
trabalho é maximizada quando ambos os estágios do compressor e da turbina tem a mesma razão
de pressão. Assim:
8 = 2. 85 e
O ar entra em cada estágio do compressor na mesma temperatura, e cada estágio tem a mesma
eficiência isentrópica (100% neste caso). Portanto, a temperatura (e entalpia) do ar na saída de
cada estágio de compressão será a mesma. Um argumento semelhante pode ser dado para a turbina.
Por isso:
Na entrada: T1=T3, h1=h3 e T6=T8, h6=h
Na saída: T2=T, h2=h4 e T7=T9, h7=h
Nessas condições, o trabalho de entrada em cada estágio do compressor será o mesmo, assim como
o trabalho de saída de casa estágio da turbina.
(a) Na ausência de qualquer regeneração, a taxa de trabalho de retorno e eficiência térmica são
determinadas usando dados da tabela A-17 da seguinte forma.
T1=300k →h1=300.19kJ/kg
Pr1=1.
Pr2=
𝑃 2
𝑃 1
𝑃𝑟 1 =√ 8 (1.386) =3.95→T2=403.3k
h2=404.31kJ/kg
T6=1300k→h6=1395.57Kj/kg
Pr 7 =
𝑃 7
𝑃 6
(330.9) =117.0→T7=1006.4k
h7=1053.33kJ/kg
Então
𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝, 𝑖𝑛 =2(wcomp, in,1) =2(h 2 - h1) =2(404.31-300.19) =208.24kJ/kg
𝑊𝑡𝑢𝑟𝑏, 𝑜𝑢𝑡 =2(Wturb, out,1) =2(h6-h7) =2(1395.97-1053.33) =685.28kJ/kg
𝑊𝑛𝑒𝑡 = 𝑊𝑡𝑢𝑟𝑏, 𝑜𝑢𝑡 − 𝑊𝑐𝑜𝑚𝑝, 𝑖𝑛=685,28-208,24=477,04kJ/kg
𝑞𝑖𝑛 = 𝑞𝑝𝑟𝑖𝑚𝑎𝑟𝑖𝑜 + 𝑞𝑟𝑒𝑎𝑞𝑢𝑒𝑐𝑖𝑚𝑒𝑛𝑡𝑜 =(h5-h4) +(h8-h7)
= (1395.57-404.31) +(1395,97-1053.33) =1334.30kJ/kg
quantos), pode aumentar a eficiência em 7,3 pontos percentuais adicionai, no máximo, e
geralmente não pode ser justificado economicamente.
Ciclos de propulsão a Jato Ideais
Motores de turbina a gás são amplamente usados para alimentar aeronaves porque são leves e
compactos e têm uma alta relação potencia-peso. As turbinas a gás de aeronaves operam em um
ciclo aberto chamado ciclo de propulsão a jato. O ciclo ideal de propulsão a jato difere do ciclo
Brayton ideal simples, pois os gases não são expandidos para a pressão ambiente na turbina. Em
vez disso, são expandidos para uma pressão tal que a potencia produzida pela turbina é apenas
suficiente para acionar o compressor e o equipamento auxiliar, como um pequeno gerador e
bombas hidráulicas. Ou seja, a saída de trabalho líquido de um ciclo de propulsão a jato é zero. Os
gases que saem da turbina a uma pressão relativamente alta são subsequentemente acelerados em
um bico para fornecer o impulso para impulsionar a aeronave (Fig. 9-47), e o fluido passa primeiro
por um difusor, onde é desacelerado e sua pressão é aumentada antes de entrar no compressor.
Aeronaves são propulsionadas acelerando um fluido na direção oposta ao movimento. Isto é
realizado acelerando levemente uma grande massa de fluido (motor movido a hélice) ou acelerado
muito uma pequena massa de fluido (motor a jato ou turbinado) ou ambos (motor turboélice).
Um esquema de um motor turbojato e o diagrama Ts do ciclo turbojato ideal são mostrados na
Fig.9-48. A pressão do ar sobe ligeiramente ã medida que é desacelerado no difusor. O ar é
comprimido pelo compressor. Ele é misturado com combustível na câmara de combustão, onde a
mistura é queimada a pressão constante. Os gases de combustão de alta pressão e alta temperatura
se expandem parcialmente na turbina, produzindo energia suficiente para acionar o compressor e
outros equipamentos. Finalmente, os gases se expandem em um bico para a pressão ambiente e
deixam o motor em alta velocidade.
O empuxo desenvolvido em um motor turbojato é a força desequilibrada causada pela diferença
no momento do ar de baixa velocidade que no motor e dos gases de escape de alta velocidade que
saem do motor.
Determinado pela segunda lei de Newton, as pressões na entrada e na saída de um motor turbojato
são idênticas (a pressão ambiente); assi, o empuxo líquido desenvolvido pelo motor é.
