LA COMBUSTIONE NELLE TURBINE A GAS: CARATTERISTICHE E CLASSIFICAZIONI DEI COMBUSTORI E DEGLI ATOMIZZATORI 1
Il Combustore della turbina a gas Il combustore deve garantire il necessario innalzamento della temperatura dei gas evolventi, prima che questi vengano inviati ad espandere in turbina mediante il calore liberato dalle reazioni di ossidazione del combustibile. Tale temperatura non potrà superare i limiti imposti dalla resistenza dei materiali della turbina e fino ad oggi i valori raggiunti sono al massimo di 1300-1400 C. Per mantenersi entro i limiti stabiliti è allora necessario introdurre aria in eccesso nella camera di combustione poiché le temperature di fiamma sono ben più alte dei valore sopra riportati. La combustione nelle turbine non è perciò di tipo stechiometrico, bensì l aria è in quantità ben superiore a quella necessaria a realizzare un rapporto stechiometrico con il combustibile iniettato. Infatti, il rapporto tra la quantità d aria effettiva rispetto a quella stechiometrica (rapporto di equivalenza) è di solito compresa tra 2,5 e 3,5, sia quando si usano combustibili liquidi (gasoli, kerosene, ) che quando si usano quelli gassosi (gas naturale, metano). Per tale ragione è possibile utilizzare come comburente i gas combusti, ricchi di ossigeno, per una post-combustione. Esiste però un problema quando si ha una combustione con eccesso di aria e cioè quello di mantenersi al di sopra del limite inferiore di infiammabilità per la miscela aria/combustibile perché la fiamma possa mantenersi e propagarsi in modo corretto. Tale problema condiziona la geometria del combustore, che dovrà prevedere diverse zone al suo interno per adempiere alla sua funzione principale e cioè quella di innalzare la temperatura entro i limiti ammessi, ma nello stesso tempo realizzare una corretta combustione. Inizialmente la camera era di forma tubolare come descritto in fig 1 (a), ma il risultato era quello di ottenere grandi perdite di carico dovute alla velocità dell aria in ingresso; si è passati allora ad uno schema diverso come quello descritto in fig.1 (b) con diffusore; nello schema (c) si risolve anche il 2
problema di una combustione ricca di aria che non sempre si svolgeva correttamente, inserendo una paratoia per creare una zona a più basse velocità dell aria per sostenere la fiamma; infine nell ultima figura 1 si introduce il liner per poter mantenere le temperature entro i limiti ammessi. Fig. 1 Evoluzione della camera di combustione 3
Caratteristiche richieste ad una camera di combustione di una turbina a gas: 1. Efficienza di combustione 2. Accensione controllata ed affidabile (sia per TG industriali che aeronautiche) 3. Ampi limiti di stabilità (fiamma visibile per ampi range di pressione, velocità e rapporti aria/comb.) 4. Combustione libera da pulsazioni di pressione ed altre manifestazioni di instabilità 5. Distribuzioni di temperatura in uscita tale da garantire una lunga vita alle pale della turbina 6. Basse emissioni di fumo, di incombusti e specie chimiche inquinanti gassose 7. Disegnata per avere un basso costo e facile manutenzione 8. Dimensione e forma compatibile con il motore 9. Lunga durata 10. Possibilità di usare diversi tipi di combustibili N.B. Per turbine aeronautiche il punto 8 è essenziale mentre per impianti industriali i punti 9 e 10 sono fondamentali. 4
Un combustore tipico è costituito da diversi elementi tra cui troviamo: - il diffusore - il case esterno - il liner - lo swirler - l iniettore del combustibile - i fori primari, secondari e di diluizione - il sistema di raffreddamento del liner Il Diffusore La presenza del diffusore è indispensabile per rallentare il flusso proveniente dal compressore (la cui velocità può arrivare ai 150 m/s) in modo da ridurre il più possibile le perdite di pressione nella camera di combustione. Un buon diffusore deve essere in grado anche di recuperare quanto più possibile la pressione dinamica dell aria in ingresso e di fornire alla parte restante della camera un flusso stabile e lineare. Possiamo avere essenzialmente due tipi di diffusori, con condotto relativamente lungo per ridurre al minimo le perdite di pressione dinamica (a) oppure corto montato subito a valle del compressore seguito da una espansione improvvisa (b). 5
Fig. 5 Schemi di Diffusori Tale ultima configurazione è indubbiamente meno ingombrante e permette al flusso che raggiunge il liner di essere meno sensibile alle variazioni di velocità che si possono avere all uscita dal compressore, ma di contro presenta notevoli perdite di carico. Il Liner Il combustore è diviso fisicamente, mediante una parete forata, detta liner, in una zona centrale (core) dove ha luogo la combustione e in uno o più condotti laterali (noti anch essi come liner) dove viene convogliata la portata d aria in eccesso. Successivamente, mediante i fori primari, secondari e di diluizione, la portata d aria che attraversa il liner si ricongiunge con la portata principale in modo tale da abbassare la temperatura media dei gas combusti all uscita della camera. L adozione di tale soluzione consente di creare una zona a bassa velocità in cui la fiamma possa svilupparsi e sostenersi (la zona primaria), una zona intermedia in cui si completa l ossidazione del combustibile mediante l adduzione di piccole quantità di aria (evitando che la concentrazione di specie intermedie come il CO si congelino) e una terza area, detta zona di diluizione, nella quale viene addotta l aria non richiesta per la combustione in modo da ottenere all uscita del combustore una temperatura media compatibile con la resistenza della turbina, in cui i gas combusti verranno inviati ad espandere. 6
La camera di combustione si divide in tre zone: a) Zona primaria b) Zona intermedia c) Zona di diluizione Fig. 2 A. La zona primaria ha la funzione di avviare la fiamma e provvedere alla completa combustione del combustibile. Essa può essere : 1a) a ricircolo ad ampia scala, nel senso che sono presenti pochi getti grandi di combustibile dando origine ad una formazione lenta della miscela e conseguente lento rilascio del calore; 2a) a ricircolo a piccola scala, ossia vi sono numerosi getti piccoli che comportano un veloce miscelamento con aria e ampie variazioni di rilascio del calore per miscele stechiometriche. In generale un ricircolo soddisfacente si può ottenere con i getti opposti radialmente partendo dalle pareti del liner, oppure con aria vorticosa (moto di swirl) o infine con la combinazione dei due 7
metodi (fig.3). Ciò è particolarmente importante in camere corte, dove il mixing deve avvenire rapidamente, cioè in brevi spazi. (a) Getti Contrapposti (b) Swirl Stabilizzato (c)combinato Swirl e Getti Contrapposti Fig.3 Zona primaria del combustore B. Nella Zona intermedia avviene il completamento della combustione. Se i gas caldi passassero direttamente alla zona di diluizione, le composizioni chimiche intermedie, come CO, si congelerebbero con il brusco abbassamento della temperatura senza poter essere ossidate completamente. Per motori aeronautici la lunghezza di tale zona è maggiore perché in alta quota, quando la pressione è più bassa e la combustione più lenta, occorre più spazio affinché si completi la combustione. C. La funzione principale della zona di diluizione è quella di abbassare e rendere uniforme la temperatura all uscita della camera nei limiti ammessi per le palette della turbina. L aria per la diluizione è circa il 20 40 % di quella totale per la combustione. 8
La lunghezza di questa zona della camera dipende dai diametri dei getti d aria e solitamente il rapporto L/D (lunghezza/diametro) e tra 1.5 e 1.8. Fig. 4 Esempio di combustore 9
TIPI DI COMBUSTORI - Camere tubolari (tipica delle TG industriali perché lunghe e pesanti) - Camere tubolari multican - Camere anulari (forma ideale per TG aeronautiche perché compatta) - Camere tuboanulari (combinazione delle prime due) Fig. 6 I vari tipi di combustori: (a) tubolare; (b) tubolare multican; (c) tuboabulare; (d) anulare 10
Fig. 7 Schema di camera Tubolare Fig. 8 Schema di camera tubolare disposizione Multican 11
Fig.9 Esempio di camera Tubolare Single Can ad uso industriale Fig. 10 Schema di combustore anulare 12
Fig. 11 Esempio di camera anulare Fig.12 Camera di combustione anulare 13
Fig. 13 Combustore DLE Rolls Royce RB211 Fig. 14 Vantaggi e svantaggi dei vari tipi di combustori 14
Combustori per turbine di taglia piccola Fig. 15 Combustore di tipo a flusso opposto per piccoli motori Fig. 16 15
RAFFREDDAMENTO DELLE PARETI DELLA CAMERA DI COMBUSTIONE La funzione del liner è quella di contenere il processo di combustione e facilitare la distribuzione di aria a tutte le zone della camera nelle giuste quantità. Non si deve deformare al variare della pressione e deve resistere alle alte temperature. Oltre il 50% dell aria totale che entra nel combustore è impiegata per raffreddare le pareti del liner. Le tecniche moderne di raffreddamento includono il film cooling semplice, il convection film cooling che raffredda per convezione; l impingement cooling; il metodo della traspirazione. Fig. 17 Frazionamento dell Aria in Ingresso al Combustore Film Cooling ad Anello Forato Film Cooling a Lamiera Ritorta Fig. 18 Film Cooling Semplice 16
(a) Fig. 19 Convection and film (b) Fig. 20 Impingement and film Fig. 21 I 4 tipi di raffreddamento per i combustori 17
PREPARAZIONE DEL COMBUSTIBILE Nella fase di miscelamento tra aria e combustibile i processi di atomizzazione ed evaporazione dei getti liquidi sono di fondamentale importanza. La qualità dello spray influenza infatti i limiti di stabilità, la efficienza di combustione ed i livelli di emissioni inquinanti. ATOMIZZATORI 1) Atomizzatore a pressione con swirl (Pressure-Swirl Atomizer) Un comune metodo per ottenere l atomizzazione del getto di combustibile è quello di iniettare a pressione attraverso piccoli fori del polverizzatore opportunamente sagomato. Per ridurre al minimo la lunghezza del combustore, l angolo di apertura dello spray si aggira intorno ai 90. Si necessita allora di un moto di swirl per favorire la frammentazione del getto in tempi brevi. Nelle TG aeronautiche ad alta quota (combustione meno efficiente) con bassi flussi, il combustibile non atomizza in modo soddisfacente, specialmente se i fori sono grandi. Una soluzione può essere quella del doppio foro (dual-orifice atomizer) che prevede 2 fori concentrici. Il più interno è piuttosto piccolo (getto pilota) mentre quello esterno (getto principale) ha una superficie maggiore. A bassi flussi opera solo il getto pilota e l atomizzazione risulta efficiente, quando il flusso di combustibile aumenta con la pressione di iniezione, si apre anche il foro esterno. Il vantaggio di tale metodo è la sua affidabilità e capacità di sostenere la combustione anche con miscele molto povere. 2) Airblast Atomizer Il combustibile è iniettato a pressioni contenute in una zona dove il flusso d aria è ad alta velocità in modo da favorire l atomizzazione. La distribuzione del combustibile è regolata dal flusso di aria. Il principale vantaggio è quello di avere una combustione con basse emissioni inquinanti di soot e fumo. 18
Di contro lo svantaggio è alla partenza quando la velocità del flusso di aria è più bassa e l atomizzazione è così penalizzata. Per evitare tale inconveniente si combina l airblast con un pressure-swirl con getto pilota. 3) Air-Assist Atomizer E un pressure-swirl in cui l aria ad alta velocità è usata per favorire l atomizzazione. In linea di principio lavora come un airblast con la sola differenza che il funzionamento si basa sull uso intermittente dell aria e non continuo come l airblast. 4) Combustore premix-prevaporize Il combustibile è iniettato in forma atomizzata in un flusso di aria ad alta velocità e fluisce poi nella zona di combustione. In questo modo le emissioni di NO decrescono perché le temperatura di fiamma sono più basse. Lo svantaggio di tale sistema può consistere nell avere una evaporazione del combustibile non completa nella zona di premix oppure il rischio di autoaccensione nei canali di premix. 19
Fig. 22 Disegni di atomizzatori : (a) simplex; (b) Duplex; (c) con doppio orifizio; (d) Airblast; (e) premix-prevaporize. 20
Fig. 23 Atomizzatore airblast prefilming Fig. 24 Atomizzatore airblast a getto piatto 21
Fig. 25 Iniettore simplex a foro quadrato Fig.26 Atomizzatore simplex con swirl Fig. 27 Evoluzione dello spray all aumentare della pressione di iniezione 22
Fig. 28 Schemi di atomizzatore assistiti ad aria con miscelamento interno o esterno 23
Metodi per ridurre la formazione di emissioni da TG I fattori principali che controllano le emissioni inquinanti da turbine a gas sono di seguito riassunte: - temperatura della zona primaria (fig.31) ; - rapporto di equivalenza (fig. 30); - tempo di residenza nella zona primaria; - caratteristiche di raffreddamento del liner; - il ruolo della zona intermedia. I metodi per ridurre le emissioni di CO e HC si basano essenzialmente sul miglioramento dell atomizzazione dello spray di combustibile e sul favorire l evaporazione rapida dello stesso (ciò può avvenire con l uso di atomizzatori di tipo airblast); sulla ridistribuzione del flusso di aria per mantenere il rapporto di equivalenza prossimo a quello ottimale (0.7); aumentare il volume della zona primaria e allungare i tempi di residenza in questa zona; ridurre l aria di raffreddamento perché si possano completare le reazioni di ossidazione senza che i prodotti parziali congelino; distribuzione dell iniezione in stadi. I metodi per ridurre le emissioni di NO si basano essenzialmente sulla riduzione della temperatura di reazione e sull eliminazione di punti caldi (hot spots) nella zona di reazione, nonché sulla riduzione dei tempi di residenza nella zona primaria. La zona primaria, infatti, che presenta le massime temperature è anche responsabile della presenza di NOx, così come mostrato in figura 29, 24
dove si riporta la distribuzione di temperatura e NOx in una sezione di un combustore anulare aeroderivativo alimentato con gas naturale. I metodi per sviluppare combustori a basso tenore di NOx si basano su modifiche al disegno convenzionale della camera, alla geometria del liner, alla distribuzione del flusso di aria, a sistemi più sofisticati di iniezione e tecniche nuove di raffreddamento delle pareti. NO, % T, K Fig. 29 Tra i metodi usati abbiamo l iniezione di acqua ed il ricircolo dei gas di scarico, in grado di diluire la miscela aria/combustibile abbassando le temperature di fiamma, soluzione applicabile anche a combustori preesistenti ed utilizzabile anche con combustibile liquido. Dalla figura 33 si vede l effetto benefico dell iniezione sulla formazione di NO. 25
Fig.30 Effetto della pressione e del rapporto aria /combustibile sugli NO. Temperatura di ingresso = 600 K L acqua si dimostra essere il diluente più efficace, riducendo drasticamente le temperature di picco e quindi gli NO, provocando di contro un aumento di CO. Inoltre, l iniezione di acqua presenta degli svantaggi in termini di consumi e in alcune località anche problemi di approvvigionamento. Inoltre, l acqua deve essere demineralizzata, processo costoso e comunque la vita media del combustore tende a diminuire a causa di sporcamento delle pareti. Meno drastico è l abbattimento di NO con l iniezione di vapore, sebbene l aumento di CO sia minore e siano ridotti sono anche i problemi legati all invecchiamento del combustore. Infine, la diluizione si può ottenere anche con azoto o aria (combustori DLN, fig. 34) per superare i problemi di iniezione di acqua e vapore. In generale, utilizzare aria come diluente per il combustibile già nella zona primaria significa effettuare una combustione premiscelata con eccessi d aria. Con tale metodo però non è facile realizzare un miscelamento perfetto tra aria e combustibile (specialmente 26
con combustibili liquidi), nonché evitare che la combustione avvenga prima della camera (flashback) ed infine avere una combustione stabile e mantenere le condizioni desiderate a tutti i carichi. fig. 31 Influenza della temperatura della zona primaria sulle emissioni di CO e NOx 27
Fig. 32 28
Fig. 33 29
Fig. 34 Combustore DLN (Dry-Low-Nox) a fiamma premiscelata impiegato su turbine industriali della GE: schema e modalità di funzionamento ai vari carichi. 30
Modifiche al disegno della camera di combustione per ottenere basse emissioni Per poter ridurre sia la formazione di CO e HC che di NO x (la cui formazione è dovuta a fattori spesso opposti) è necessario trovare un compromesso e quindi operare nella zona primaria in un range di temperature che vanno dai 1600 ai 1730 K circa, ossia laddove tutte le emissioni gassose sono al disotto dei limiti ammessi (fig. 31). I principali tipi di combustori realizzati a tale scopo sono: 1. Combustori a Geometria variabile 2. Combustori con combustione a stadi (staged combustion) 3. Combustori LPP (Lean Premixed Prevaporized) 4. Combustori catalitici 1. Combustori a Geometria variabile. La soluzione della geometria variabile comporta una netta riduzione delle emissioni con una conseguente complicazione meccanica del motore. Nel caso in cui sia totalmente variabile, una grande quantità di aria è introdotta nel combustore in condizioni di massima potenza per minimizzare la quantità di NOx e particolato carbonioso e provvedere ad un adeguato raffreddamento. Al ridursi della potenza del motore una parte di questa aria viene inviata alla zona di diluizione per mantenere la temperatura della zona primaria entro i limiti per ridurre le emissioni, diminuendo anche il flusso di combustibile. I combustori a geometria variabile dovrebbero almeno teoricamente essere utilizzati insieme ai sistemi di iniezione premixed prevaporized in modo da evitare i 31
massimi di temperatura che tipicamente favoriscono la formazione di NO,nonché i valori minimi che invece permettono la formazione degli CO. 2. Combustione a stadi. Con questa tecnica il processo di combustione avviene in più stadi, in modo che invece di iniettare il combustibile in una unica zona, lo si inietti in vari punti della camera dove realizzare zone ad alta temperatura. Naturalmente anche l ingresso dell aria dovrà essere suddiviso in varie parti perché si possano ridurre le emissioni inquinanti. Il tipico approccio si basa sul realizzare una zona primaria con iniezione di combustibile ben miscelato per ottenere le giuste temperature al minimo di funzionamento ed agire come sorgente di calore pilota alle altre zone del combustore per gli altri carichi. Si prevede che ci sia una o più zone di combustione, ognuna con una sua alimentazione di aria e combustibile autonoma. In questa maniera si ottiene una ottima distribuzione del combustibile, mentre nella geometria variabile è migliore la distribuzione dell aria in ingresso, ma in entrambe lo scopo ultimo è quello di regolare le temperature di combustione per rientrare con i valori di emissione nei limiti ammessi in tutte le condizioni di funzionamento.. Fig. 35 Principio di funzionamento di una combustione a stadi per la riduzione delle emissioni inquinanti 32
3. Combustori LPP (Lean Premixed Prevaporized). Il principio di funzionamento di questi combustori è quello di realizzare una completa evaporazione del combustibile e un completo mescolamento con l aria prima che inizi la combustione. In tal modo nella zona primaria si lavora con rapporti combustibile/aria bassi e temperature i reazione piuttosto contenute eliminando picchi di temperatura nella zona di combustione con drastica diminuzione di NOx. Il sistema LPP perché sia realmente efficiente si dovrebbe usare congiuntamente alla geometria variabile, come detto sopra, poiché operando da solo ai bassi carichi potrebbe trovarsi in condizioni troppo magre tali da provocare lo spegnimento. Spesso si necessita di una accensione pilota che faciliti l inizio combustione e sostenga la fiamma in condizioni di funzionamento difficili. Fig. 36 Schema di un combustore Lean Premixed 4. Combustori catalitici. Il processo di catalisi permette l ossidazione del combustibile a temperature ben più basse di quelle ai limiti in infiammabilità del combustibile. Per tal motivo, l uso del catalizzatore nelle turbine a gas permette una combustione stabile con picchi di temperatura di circa 1000 K più bassi rispetto a quelle che abbiamo abitualmente, riducendo drasticamente gli NO x. Di solito il combustibile è iniettato a monte del reattore 33
per evaporare e mescolasi con l aria e poi la miscela entrerà nel reattore catalitico dove ci sarà l ossidazione. Un problema che può sorgere con il combustore catalitico è l autocombustione del combustibile a monte del catalizzatore nelle zone più ricche vicino all iniettore, e perciò è di fondamentale importanza che il miscelamento aria-combustibile avvenga in tempi estremamente ridotti. Fig. 37 Combustore anulare a due stadi 34
Nelle figure 38 e 39 sono riportati degli schemi di combustori di avanzata tecnologia per due tipi di classi di turbine aeronautiche. In figura 41, infine, si riporta lo schema di un combustore RQL (rich burn - quick mix lean burn) di tipo anulare, caratterizzato da una zona primaria ricca di combustibile, una zona intermedia con introduzione di forte flusso di aria che si mescola rapidamente ai gas combusti, completando la combustione, e una zona di diluizione dove la coda della combustione avviene con forti eccessi di ossigeno). Tale tipo di combustore appartiene alla classe di quelli realizzati per ottenere basse emissioni di ossido di azoto. 35
Fig. 38 36
Fig. 39 37
Fig.40 Esempio di simulazione del combustore anulare PW4098 38
Fig. 41 Combustore tubolare di tipo RQL (Rich Quick Lean) 39
Camera di combustione tubolare lean-premixed 40
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