Emisiones en Turbinas de Gas: Origen, Mecanismos...
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Equation Chapter 1 Section 1 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería de las Tecnologías Industriales Emisiones en Turbinas de Gas: Origen, Mecanismos de Formación, Técnicas de Control y Reglamentación Autor: Gonzalo Pérez López Tutor: Dr. Tomás Sánchez Lencero Departamento Ingeniería Energética Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2016
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Equation Chapter 1 Section 1
Trabajo Fin de Grado
Grado en Ingeniería de las Tecnologías Industriales
Emisiones en Turbinas de Gas: Origen, Mecanismos
de Formación, Técnicas de Control y
Reglamentación
Autor: Gonzalo Pérez López
Tutor: Dr. Tomás Sánchez Lencero
Departamento Ingeniería Energética
Escuela Técnica Superior de Ingeniería
Universidad de Sevilla
Sevilla, 2016
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Trabajo Fin de Grado
Grado en Ingeniería de las Tecnologías Industriales
Emisiones en Turbinas de Gas: Origen,
Mecanismos de Formación, Técnicas de Control y
Reglamentación
Autor:
Gonzalo Pérez López
Tutor:
Dr. Tomás Sánchez Lencero
Departamento Ingeniería Energética
Escuela Técnica Superior de Ingeniería
Universidad de Sevilla
Sevilla, 2016
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Proyecto Fin de Carrera: Emisiones en Turbinas de Gas: Origen, Mecanismos de Formación, Técnicas de
Control y Reglamentación
Autor: Gonzalo Pérez López
Tutor: Dr. Tomás Sánchez Lencero
El tribunal nombrado para juzgar el Proyecto arriba indicado, compuesto por los siguientes miembros:
Presidente:
Vocales:
Secretario:
Acuerdan otorgarle la calificación de:
Sevilla, 2016
El Secretario del Tribunal
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A mi padre. Aunque ya no estés aquí conmigo,
sé que siempre me acompañarás allá donde
vaya. El esfuerzo de estos cuatro años va
dedicado especialmente para ti y mamá.
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AGRADECIMIENTOS
En primer lugar, quiero agradecerle a mi madre todo el apoyo y la ayuda que me ha dado todos estos
años a pesar de que muchas veces no sea capaz de valorarlo. Eres un ejemplo de trabajo, esfuerzo y
amor por tus hijos.
A mi padre, gracias por dármelo todo en esta vida y ayudarme siempre que te necesité. Espero que
estés orgulloso de mí.
A mi abuelo Andrés quien además de ser mi padrino, es uno de mis ejemplos a seguir y despertó mi
curiosidad por el mundo de la ingeniería.
A mis hermanos: Andrés, Irene, Elena, Manuel y Pedro. Sois una parte fundamental de mi vida y es
imposible aburrirse con vosotros.
A Silvia, gracias por haberme acompañado y animado estos dos últimos años. Tenerte a mi lado ha
sido una suerte y me has hecho disfrutar incluso en los días más duros.
El presente Trabajo de Fin de Grado ha sido realizado bajo la tutela del Profesor Doctor D. Tomás
Sánchez Lencero a quien me gustaría agradecer el haberme dedicado su tiempo y dedicación siempre
que ha sido necesario.
Gonzalo Pérez López
Graduado en Ingeniería Industrial
Sevilla, 2016
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RESUMEN
En este proyecto se ha realizado un estudio acerca de las emisiones producidas en turbinas de gas. Para
abordar este tema se empezará con una breve introducción a esta turbomáquina explicando su
funcionamiento, clasificación y elementos que la componen para dar paso al análisis de las cámaras de
combustión. El motivo de su análisis es que en este elemento tiene lugar la formación de las emisiones
contaminantes por lo que será conveniente estudiar su estructura, clasificación y como se desarrolla el
proceso de combustión dentro de este elemento con el objetivo de facilitar la comprensión de cómo
afectan diferentes parámetros de la cámara a la formación de dichas emisiones.
Una vez llegado a este punto se explicará la necesidad que tiene el estudio de las emisiones en turbinas
de gas en la actualidad y a continuación los mecanismos de formación de cada una de ellas.
Posteriormente, se analizarán las principales técnicas empleadas para su control y eliminación. Por
último, se va a recopilar información acerca de la reglamentación existente en la actualidad en turbinas
de gas haciendo una distinción entre estacionarias y de aviación puesto que la normativa en estas
últimas es mucho más estricta.
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ABSTRACT
This project has made a study about the emissions in gas turbines. To address this issue, it will begin
with a brief introduction to these turbomachinery explaining their operation, classification and
elements that compose them to make way for the analysis of combustion chambers. The reason for
their analysis is that in this element the formation of emissions takes place so it will be advisable to
study its structure, classification and how the combustion process takes place within this element in
order to facilitate the understanding of how different settings will affect to the formation of such
emissions.
Once at this point it will be explained the need for the study of emissions in currently gas turbines and
then the mechanisms of formation of each one. Subsequently, the main techniques used for control and
elimination are discussed. Finally, it it is going to gather information about current regulations in gas
turbines making a distinction between stationary and aviation turbines because the regulations of these
last ones are much stricter.
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ÍNDICE
Agradecimientos........................................................................................................................................ 9
Resumen ................................................................................................................................................... 11
Abstract .................................................................................................................................................... 13
Índice ......................................................................................................................................................... 15
Índice de Tablas ...................................................................................................................................... 19
Índice de Figuras ..................................................................................................................................... 21
1 Estructura del Proyecto ................................................................................................................. 23
2 Introducción a las Turbinas de Gas ............................................................................................. 24
2.1 Funcionamiento .............................................................................................................................. 24
2.2 Clasificación de las turbinas de gas ............................................................................................... 25
2.3 Elementos principales de la turbina de gas ................................................................................... 28
3 Cámaras de Combustión ............................................................................................................... 30
3.1 Elementos y distribución del aire en una cámara de combustión ................................................ 31 3.2 Clasificación de las cámaras de combustión ................................................................................. 33
3.2.1 Clasificación según estructura ................................................................................................ 33
3.2.1.1 Cámaras de combustión tubulares, can o multican ........................................................ 33
3.2.1.2 Cámaras de combustión anulares .................................................................................... 34 3.2.1.3 Cámaras de combustión can-anulares o tuboanulares .................................................... 35
3.2.2 Clasificación según la dirección del flujo .............................................................................. 36
3.2.2.1 Cámara de flujo directo .................................................................................................... 36
3.2.2.2 Cámara de flujo inverso ................................................................................................... 36 3.3 Influencia sobre las emisiones ....................................................................................................... 37
4 Introducción a las Emisiones ........................................................................................................ 38
4.1 Impacto de las emisiones de las turbinas de gas de aviación ....................................................... 38 4.2 Impacto de las emisiones de las turbinas de gas industriales ....................................................... 39
5 Formación de las Emisiones .......................................................................................................... 42
5.1 Monóxido de carbono ..................................................................................................................... 43
5.1.1 Relación de equivalencia ......................................................................................................... 44 5.1.2 Presión ...................................................................................................................................... 45 5.1.3 Temperatura ambiente ............................................................................................................. 45 5.1.4 Aire de refrigeración ................................................................................................................ 45 5.1.5 Pulverización del combustible ................................................................................................ 45
5.2 Óxidos de azufre ............................................................................................................................. 46 5.3 Hidrocarburos inquemados ............................................................................................................ 46 5.4 Humos ............................................................................................................................................. 46
5.4.1 Presión ...................................................................................................................................... 46
16
5.4.2 Tipo de combustible ................................................................................................................ 47 5.4.3 Pulverización del combustible ................................................................................................ 47
5.5 Óxidos de nitrógeno ........................................................................................................................ 47 5.5.1 Formación de óxidos de nitrógeno térmico ............................................................................ 47
5.5.1.1 Influencia de la temperatura de entrada del aire ............................................................. 49 5.5.1.2 Influencia del tiempo de residencia ................................................................................. 49
5.5.2 Mecanismo de formación desde el óxido nitroso .................................................................. 50
5.5.3 Formación de óxido de nitrógeno súbito ................................................................................ 50 5.5.4 Formación de óxidos de nitrógeno del combustible o NOx orgánico .................................. 50 5.5.5 Influencia de la presión en la formación de óxidos de nitrógeno ......................................... 51
5.5 Resumen .......................................................................................................................................... 51
6 Técnicas de Control de Emisiones ................................................................................................ 53
6.1 Monóxido de carbono e hidrocarburos inquemados .................................................................... 53
6.2 Humos .............................................................................................................................................. 55
6.3 Óxidos de nitrógeno ........................................................................................................................ 56 6.3.1 Inyección de agua .................................................................................................................... 56 6.3.2 Reducción catalítica selectiva ................................................................................................. 57 6.3.3 Recirculación de gases de escape ........................................................................................... 57
6.4 Reducción de contaminantes controlando la temperatura de la llama ........................................ 58 6.4.1 Geometría variable ................................................................................................................... 59
6.4.2 Combustión escalonada ........................................................................................................... 60 6.4.2.1 Combustión escalonada radial o en paralelo ................................................................... 61 6.4.2.2 Combustión escalonada axial o en serie .......................................................................... 62
6.5 Cámaras de combustión secas bajas en NOx o DLN ................................................................... 63 6.5.1 Tecnología Solar Dry Low-Emissions ................................................................................... 64
6.5.2 Quemador híbrido de Siemens ................................................................................................ 65
6.5.3 Cámara de combustión DLN de General Electric ................................................................. 66
6.5.4 Quemador ABB EV................................................................................................................. 67 6.5.5 Quemador industrial Rolls Royce RB211 .............................................................................. 68
6.5.6 Cámara de combustión LM6000 de General Electric ........................................................... 69 6.5.7 Cámara de combustión Allison GT100 .................................................................................. 71
6.6 Cámaras LPP o “Lean Premix Prevaporize Combustion” ........................................................... 72
6.6.1 Premezcla de aire y combustible ............................................................................................ 73 6.7 Cámaras de combustión RQL ........................................................................................................ 73 6.8 Combustión catalítica ..................................................................................................................... 76
6.8.1 Diseños propuestos .................................................................................................................. 77 6.8.2 Restricciones en el diseño ....................................................................................................... 77 6.8.3 Preparación del combustible ................................................................................................... 77 6.8.4 Construcción del reactor .......................................................................................................... 78
6.8.5 Combustión Postcatalítica ....................................................................................................... 79 6.8.6 Uso de la geometría variable ................................................................................................... 79 6.8.7 Diseños existentes .................................................................................................................... 79
7 Reglamentación ............................................................................................................................... 82
7.1 Turbinas de gas de aviación ........................................................................................................... 82
7.1.1 Marco regulatorio de ICAO .................................................................................................... 82 7.1.2 Autoridades nacionales y locales de aviación civil ............................................................... 85 7.1.3 Previsión ................................................................................................................................... 86
7.2 Turbinas de gas industriales ........................................................................................................... 86 7.2.1 Estados Unidos......................................................................................................................... 87
17
7.2.2 Canada ...................................................................................................................................... 88 7.2.3 Legislación de la Comisión Europea ...................................................................................... 89
7.2.4 Políticas europeas de gases de efecto invernadero ................................................................ 90 7.2.4.1 Reino Unido ...................................................................................................................... 91 7.2.4.2 Suecia ................................................................................................................................ 91 7.2.4.3 Alemania ........................................................................................................................... 91 7.2.4.4 Francia ............................................................................................................................... 92
7.2.4.5 Italia ................................................................................................................................... 92 7.2.5 Otras regiones internacionales ................................................................................................ 92
7.2.5.1 Japón .................................................................................................................................. 92 7.2.5.2 Australia ............................................................................................................................ 92
Referencias ............................................................................................................................................... 93
18
19
ÍNDICE DE TABLAS
Tabla 1. Emisiones del escape de una Turbina de Gas. 42
Tabla 2. Efecto de distintos parámetros sobre las emisiones. 52
Tabla 3. ICAO Gaseous Emissions Standards. 83
Tabla 4. Distribución másica típica de las emisiones de un avión. 84
Tabla 5. Límites de contaminantes atmosféricos para países europeos en 2005. 90
20
21
ÍNDICE DE FIGURAS
Figura 1. Esquema básico de una Turbina de Gas. 25
Figura 2. Turbina de gas industrial ALSTOM GT26. 25
Figura 3. Esquema de un Turbojet. 26
Figura 4. Esquema de un Turbofan. 27
Figura 5. Esquema Europrop TP400 del Airbus Military A400M. 27
Figura 6. Turbina de gas aeroderivada GE LM6000. 28
Figura 7. Distribución del fujo de aire dentro de la cámara. 32
Figura 8. Cámara de combustión tubular. 34
Figura 9. Esquema cámara de combustión anular. 35
Figura 10. Esquema cámara de combustión can-anular. 36
Figura 11. Cámara de combustión de flujo directo. 36
Figura 12. Cámara de combustión de flujo inverso. 37
Figura 13. Comparación de las emisiones en distintos sistemas de producción de potencia. 40
Figura 14. Emisiones características en turbinas de gas. 42
Figura 15. Emisiones de CO de MS7001EA. 44
Figura 16. Influencia de la presión y el dosado en la formación de CO. 45
Figura 17. Formación de NO en función del tiempo y la temperatura a 1 MPa. 48
Figura 18. Dependencia NOx con temperatura de llama en combustibles líquidos y gaseosos. 49
Figura 19. Influencia de la temperatura del aire en la formación de NOx. 49
Figura 20. Efecto de la presión en la formación de NOx. 51
Figura 21. Efecto de eliminar las paredes de refrigeración en las emisiones de CO. 54
Figura 22. Influencia de la pulverización del combustible en las emisiones de CO. 54
Figura 23. Influencia de la pulverización del combustible en las emisiones de UHC. 55
Figura 24. Esquema de la recirculación de gases de escape. 58
Figura 25. Influencia de la temperatura de combustión en las emisiones de CO y NOx. 59
22
Figura 26. Cámara de combustión de geometría variable. 59
Figura 27. Inyección de combustible selectiva. 61
Figura 28. Cámara de combustión anular doble de General Electric. 62
Figura 29. Esquema de una cámara de combustión escalonada axialmente. 63
Figura 30. Inyector de combustible Solar low-NOx para gas natural. 64
Figura 31. Inyector de combustible Solar low-NOx para combustibles líquidos. 65
Figura 32. Quemador Híbrido de Siemens. 65
Figura 33. Esquemas de funcionamiento de GE DLN. 67
Figura 34. Funcionamiento del quemador de premezcla cónico ABB EV. 68
Figura 35. Cámara de combustión DEL del Rolls Royce RB211. 69
Figura 36. Cámara de Combustión DLE LM6000 de GE. 70
Figura 37. Sección transversal del mezclador DACRS I. 70
Figura 38. Sección transversal del mezclador DACRS II. 71
Figura 39. Sección transversal del mezclador DACRS III. 71
Figura 40. Cámara de combustión Allison AGT100. 72
Figura 41. Principio de funcionamiento de una cámara de combustión RQL. 74
Figura 42. Esquema de una cámara de combustión RQL. 75
Figura 43. Relación de equivalencia aproximada en las regiones de una Cámara RQL. 75
Figura 44. Esquema de una Cámara de Combustión Catalítica. 76
Figura 45. Representación de la sección de un catalizador en celdas. 78
Figura 46. Cámara de combustión catalítica de alta presión. 80
Figura 47. Camara de combustión catalítica del GE MS9001E. 80
Figura 48. Esquema de un “Landing-takeoff cycle” según ICAO. 82
Figura 49. Estándares de emisión de humos. 84
Figura 50. Referencia nacional de emisiones para turbinas de gas estacionarias. 89
23
1 ESTRUCTURA DEL PROYECTO
El objetivo de este trabajo fin de grado es el estudio de las emisiones producidas en las turbinas
de gas, las diferentes soluciones existentes para reducirlas y la regulación de los límites de estas
emisiones. Este tema es de especial importancia ya que la mayor parte de los avances que se
están llevando a cabo en la actualidad respecto a esta tecnología están basados en la reducción
de los niveles de dichas emisiones en los nuevos modelos que están en desarrollo.
El trabajo se estructurará en una serie de bloques que darán una linealidad al contenido que se va
a tratar en él. De esta forma, la mayor parte de los conceptos que vayan apareciendo habrán sido
explicados anteriormente en la medida de lo posible.
El primer bloque consistirá en una introducción a las turbinas de gas de forma que cualquier
persona pertenenciente al ámbito de la ingeniería pueda entender sin dificultad el funcionamiento
de estas turbomáquinas, así como el objeto de su empleo y los elementos principales que las
componen.
Una vez comprendido el funcionamiento de una turbina de gas, el segundo bloque se dedicará a
explicar en profundidad el funcionamiento de las cámaras de combustión, así como los diferentes
diseños existentes en la actualidad analizando su influencia en las emisiones. Este bloque es muy
importante dado que la mayor parte de las técnicas de control empleadas para disminuir las
emisiones en turbinas de gas consisten en modificaciones del diseño de este elemento o del
proceso de combustión que tiene lugar en él por lo que de esta forma será más fácil entender el
por qué de dichas modificaciones. Asimismo, a la hora de explicar los mecanismos de formación
de las emisiones se utilizarán una serie de conceptos que serán abordados en esta parte para
facilitar su comprensión.
En el tercer bloque se explicarán el origen y los diferentes mecanismos de formación de las
emisiones analizando también cada uno de factores que influyen de alguna manera en su
aparición.
En el cuarto bloque se van a estudiar todas las técnicas utilizadas en la actualidad para disminuir
las emisiones de las turbinas de gas. Dentro de este bloque también se examinarán las técnicas
de control de emisiones empleadas en los motores de reacción puesto que al ser su
reglamentación más estricta obliga a utilizar otras soluciones.
Por último, se hará una revisión actualizada de la reglamentación existente en el ámbito
internacional para regular las emisiones de las turbinas de gas haciendo una distinción entre las
estacionarias y las empleadas en motores de aviación.
24
2 INTRODUCCIÓN A LAS TURBINAS DE GAS
El motivo de este apartado es poder situar al lector dentro del contexto del trabajo realizando una
breve introducción a las turbinas de gas. En primer lugar, se expondrán brevemente sus ventajas
e inconvenientes sobre otros motores térmicos, así como su principio de funcionamiento y los
principales elementos que la componen dado que las emisiones están directamente relacionadas
con el diseño la cámara de combustión.
Las turbinas de gas son motores térmicos basados en turbomáquinas térmicas generadoras cuyo
rango de operación va desde pequeñas potencias (30 kW para las microturbinas) hasta potencias
cercanas a los 500 MW para los últimos desarrollos.
Su alta potencia específica, pequeño peso y volumen en relación a su potencia, y la flexibilidad
de su operación hace que sean motores cuyo uso para determinadas aplicaciones, especialmente
las referidas a la generación de electricidad y a la propulsión de buques y aviones, esté en claro
aumento. Al estar basadas en máquinas rotativas, las turbinas de gas presentan una clara ventaja
frente a los motores alternativos, por la ausencia de movimientos alternativos y de rozamientos
entre superficies sólidas (como las que se dan entre pistón y camisa), lo que se traduce en menores
problemas de equilibrado y un menor consumo de aceite lubricante, que además no están en
contacto con superficies calientes ni con productos de combustión.
Comparadas con las turbinas de vapor, las turbinas de gas apenas tienen necesidades de
refrigeración, lo que facilita enormemente su instalación. Además, su baja inercia térmica les
permite alcanzar su plena carga en tiempos muy bajos (en algunos casos no más de 10 minutos),
lo que las hace ideales para determinadas aplicaciones en las que se requiere variaciones de carga
rápidas (regulación de red o abastecimiento de picos de demanda).
2.1 Funcionamiento
Una turbina de gas es un motor térmico rotativo de combustión interna, donde a partir de la
energía aportada por un combustible se produce energía mecánica y se genera una importante
cantidad de calor en forma de gases calientes en su escape y con un alto porcentaje de oxígeno.
El ciclo térmico que realiza este motor es el ciclo Brayton. La turbina de gas sigue un ciclo
abierto, puesto que se renueva continuamente el fluido que pasa a través de ella. El aire es
aspirado de la atmósfera y comprimido por un turbocompresor para después pasar a la cámara
de combustión, donde se mezcla con el combustible y se produce la ignición. Los gases calientes,
producto de la combustión, fluyen a través de la turbina. Allí se expansionan produciendo el
trabajo necesario para accionar el compresor y la carga (alternador, hélice, etc). Un esquema
mecánico simplificado se representa en la ‘Figura 1’.
25
Figura 1. Esquema básico de una Turbina de Gas. (Fuente: Benini, Ernesto. Progress in Gas
Turbine Performance (pp 145-164). Third License. INTECH, 2013. ISBN: 978-953-51-1166-5.)
2.2 Clasificación de las turbinas de gas
En este apartado se van a diferenciar principalmente tres tipos de turbinas de gas: industriales,
aeroderivadas y de aviación. Esto es debido a que la regulación de las emisiones contaminantes variará
en función del tipo de tipo de turbina de gas, o lo que es lo mismo, en función de su aplicación. Además,
de acuerdo con la función que vaya a desempeñar la turbina, el diseño de la cámara de combustión
también estará limitado.
Turbinas de gas industriales: Estas varían desde pequeñas unidades a complejos diseños de gran
tamaño. Cuando se emplean únicamente para la generación de potencia eléctrica, su rendimiento
térmico es aproximadamente del 30%. Sin embargo, al ser más barato quemar combustible que
generar electricidad, muchos de estos motores están siendo empleados en plantas de
cogeneración o “CHP” (producción combinada de calor y electricidad) alcanzando potencias de
diseño de hasta 500 MW. Las turbinas de gas pueden alcanzar un rendimiento del 60% cuando
la energía de los gases de escape es aprovechada en sistemas de recuperación de calor en plantas
de turbinas de vapor. En estas configuraciones, los gases de escape se utilizan para para calentar
el agua o refrigerar el aire de entrada aumentando así la potencia de salida. Otra ventaja es que
su encendido y apagado tiene lugar en cuestión de minutos, pudiendo alimentar picos de
demanda energética no programados.
Figura 2. Turbina de gas industrial ALSTOM GT26. (Fuente: Weierstrass Institute for Applied
Analysis and Stochastics.)
26
Turbinas de gas de aviación: Se utilizan para generar el empuje gracias al efecto de reacción de
un chorro de gases que se expulsa a alta velocidad. Los motores de aviación más importante son:
- Turbojet (motor de flujo único): Se trata de los motores de reacción por excelencia. El flujo
de aire entra a través del difusor hasta el compresor, en el que aumenta su presión.
Posteriormente se combustiona en la cámara de combustión, atraviesa la turbina generando
un trabajo y, por último, se acelera en la tobera para generar un chorro de gases a alta
velocidad que proporciona el empuje total del motor. El Turbojet es eficiente a velocidades
supersónicas por lo que se utilizan en la actualidad en misiles de crucero mientras que en el
resto de aviones se utilizan motores “Turboprop” a velocidades bajas o “Turbofan” a
velocidades altas dado que su consumo de combustible es menor.
Figura 3. Esquema de un Turbojet. (Fuente: Wikipedia.)
- Turbofan (motor de doble flujo): Posee un fan en la parte delantera que ayuda a la propulsión.
En esa zona se produce la separación entre el flujo primario (circula por el interior del motor
atravesando compresor, cámara de combustión, turbina y tobera) y el secundario. Al cociente
entre la masa del flujo secundario entre la del primario se denomina “índice de derivación”.
Actualmente, casi todos los aviones los emplean y el flujo secundario es cada vez mayor con
respecto al primario, ya que ello mejora la eficiencia del empuje para las velocidades típicas
de vuelo. Por tanto, hoy día es normal encontrar motores con índices de derivación entre 5 y
10. Otras ventajas que presentan estos motores son que evitan las pérdidas de compresibilidad
que limitan la velocidad de crucero a la que se puede volar de forma eficiente en los aviones
de hélice, aumentan la relación empuje a peso, el rendimiento máximo se consigue a una
velocidad muy elevada y son capaces de producir una cantidad enorme de potencia sin
restricciones mecánicas importantes.
27
Figura 4. Esquema de un Turbofan. (Fuente: Take Off Briefing.)
- Turboprop o turbohélice: Estos motores emplean en torno al 90 % de la energía de los gases
de escape en la turbina para generar un trabajo capaz de mover una hélice propulsora. La
energía restante genera un pequeño empuje adicional por reacción. Además, es necesario
interponer una caja reductora entre la turbina y la hélice, para reducir la alta velocidad de giro
de la turbina a valores más apropiados para el giro de una hélice. Un ejemplo sería el
Europrop TP400 empleado por el Airbus Military A400M.
Figura 5. Esquema Europrop TP400 del Airbus Military A400M. (Fuente: ITP.)
Turbinas de gas aeroderivadas: Provienen del diseño de turbinas para fines aeronaúticos, pero
adaptadas a la producción de energía eléctrica en plantas industriales o como microturbinas.
Entre sus características están su gran fiabilidad y su alta relación potencia/peso, contando con
una gran versatibilidad de operación con un arranque menos crítico manteniendo un rendimiento
térmico elevado. Como resultado, las turbinas de gas aeroderivadas son una buena opción para
satisfacer demandas pico de electricidad cuando resulta imposible implementar un ciclo
combinado por falta de recursos o medios económicos. Pueden alcanzar potencias de hasta 50
MW, moviendo los gases a una gran velocidad, pero con un caudal bajo.
28
Figura 6. Turbina de gas aeroderivada GE LM6000. (Fuente: Power Engineering.)
2.3 Elementos principales de la turbina de gas
Los elementos principales que constituyen una turbina de gas son los siguientes:
Compresor: Para poder producir trabajo útil en el proceso de expansión del ciclo de trabajo
de la turbina de gas (ciclo Brayton), es necesario previamente comprimir el fluido de
trabajo antes de aportarle la energía térmica asociada al combustible en la cámara de
combustión. Este proceso de compresión del aire se realiza en el compresor que es una
turbomáquina térmica generadora. Los compresores pueden ser de dos tipos
fundamentalmente:
- Turbocompresores axiales: El flujo de aire es sensiblemente paralelo al eje del
compresor. Los compresores axiales se componen de un gran número de etapas, cada
una de las cuales está formada por una corona de álabes móviles denominada rotor
y una corona de álabes fijos denominada estátor.
- Turbocompresores centrífugos: El aire entra axialmente al compresor y sale
radialmente. Actualmente estos compresores sólo se utilizan en turbinas de gas
pequeñas.
Turbina: Se trata de una turbomáquina térmica motora en la que los gases procedentes de
la cámara de combustión transforman parte de su energía térmica en trabajo, es decir,
energía mecánica en el eje. Esta energía mecánica se emplea fundamentalmente para
mover el compresor y el alternador o cualquier otra carga, dependiendo del tipo de
aplicación, así como el resto de equipos auxiliares. La turbina es el componente más
limitativo en el diseño de una turbina de gas, ya que condiciona directamente la elección
de la temperatura de entrada a la misma y en consecuencia la temperatura máxima que
pueden alcanzar los gases de escape. La potencia y el rendimiento térmico del motor
dependen fuertemente de la temperatura máxima del ciclo. Ello es debido a que se trata del
componente que soporta la combinación más exigente de esfuerzos mecánicos y de
temperatura de los gases de todo el motor. Al igual que en el caso de los compresores,
existen dos tipos fundamentales de turbinas:
- Axiales: El flujo de aire es sensiblemente paralelo al eje. En el caso de las turbinas
axiales, cada etapa se compone de un estátor (corona de álabes fijos) y de un rotor
(corona de álabes giratoria).
- Centrípetas: El aire entra radialmente a la turbina y sale axialmente. Se utilizan sólo
29
en turbinas de muy baja potencia.
Cámara de combustión: Es el elemento en el que el aire procedente del compresor se
mezcla con el combustible y se produce la combustión de la forma más eficiente posible.
A diferencia de los motores de combustión interna alternativos, dicha combustión se
produce casi a presión constante (existen pérdidas de carga resultantes del flujo de gases a
lo largo de la cámara) y ocurre de forma continua.
Además de estos elementos, en los aerorreactores con compresor (frecuentemente conocidos
como turbinas de gas de aviación) habría que considerar el difusor de admisión y la tobera de
escape:
Difusor de admisión: Se trata de la zona del motor destinada a la captación del aire que
posteriormente entrará en el turbocompresor. Su misión es transformar la energía cinética
del aire de admisión en energía de presión decelerando la corriente de aire de admisión. De
este modo, el aire llega al compresor con una cierta precompresión. La geometría
específica del difusor de admisión dependerá de si se diseña para velocidad de vuelo
subsónica o supersónica.
Tobera: En ella se expansionan los gases procedentes de la turbina transformando su
energía térmica en energía mecánica cinética para la propulsión.
30
3 CÁMARAS DE COMBUSTIÓN
Como se ha comentado anteriormente en este elemento se produce la aportación de calor al motor
mediante la combustión del combustible inyectado en el seno del aire procedente del compresor.
Una parte el aire comprimido procedente del compresor se mezcla con el combustible inyectado
para dar lugar a una mezcla que es quemada a presión constante. Los productos de la combustión
se dirigen hacia la turbina expansora a una elevada temperatura. Otra parte del aire procedente
del compresor, se dirige directamente hacia las paredes de la cámara de combustión para
mantener su temperatura en valores compatibles con los materiales de la cámara de combustión.
Finalmente, parte se hace circular por el interior de los álabes de la turbina, saliendo por orificios
en los bordes que crean una película sobre la superficie de los álabes con el objeto de refrigerarlos
para que no sobrepasen las temperaturas admisibles por los materiales que los constituyen.
El proceso que tiene lugar en la cámara consiste en la combustión de un hidrocarburo, empleando
aire como comburente. Dicho proceso responde a la siguiente ecuación química:
CxHy + aO2 + 3,76aN2 → bCO2 + dH2O + 3,76aN2
Por consiguiente, habrá una proporción ideal aire-combustible para que la combustión tenga
lugar de esa forma denominada relación estequiométrica y suele ser del orden de 15/1 (15 partes
de aire por cada parte de combustible en masa). En funcionamiento normal, la relación aire-
combustible de una cámara de combustión suele variar entre 45/1 y 130/1. El proceso de
combustión ha de tener lugar, en su totalidad, dentro de la cámara de combustión, a fin de evitar
que los álabes de la turbina estén sometidos a elevadas temperaturas de llama. Para que la
combustión tenga lugar totalmente dentro de la cámara de combustión, es necesario que todos
los procesos se realicen con suficiente rapidez, ya que se tienen que efectuar en una corriente de
aire a una velocidad determinada. Por esta razón, la combustión en estas cámaras sólo es posible
cuando la velocidad de propagación de la llama sea del mismo orden que la velocidad de la
corriente. La temperatura de la combustión y, en consecuencia, la velocidad de propagación de
la llama, dependen del coeficiente de exceso de aire “e” obteniéndose su valor máximo cuando
éste vale 1 aproximadamente. Para mezclas ricas (e < 1), la temperatura de combustión
disminuye debido a la combustión incompleta. Para mezclas pobres (e > 1), la temperatura de
combustión también disminuye debido a la dilución por el aire de los productos de combustión.
Las turbinas de gas funcionan con ese elevado aire en exceso para que la temperatura de los
productos de combustión al incidir en los álabes no sea excesiva y no se produzcan problemas
de corrosión o fatiga en los mismos, y mantener los efectos derivados de la deformación plástica
dentro de límites aceptables (límite metalúrgico).
La cámara de combustión de una turbina de gas debe satisfacer una serie de requisitos cuya
importancia varía de unos motores a otros. Sin embargo, los requisitos básicos que toda cámara
de combustión debe satisfacer son:
Alta eficiencia de la combustión (el combustible debe ser quemado completamente para
que toda su energía química sea liberada en forma de calor).
Encendido seguro y sin problemas, tanto en las turbinas estacionarias (a temperatura
ambiente muy baja) como en los motores de aviación, después del apagado de la llama a
gran altura.
Asegurar la estabilidad de la combustión. Para ello es preciso reducir lo suficiente la
velocidad del aire como para que la combustión se efectúe de forma fiable y exitosa. El
31
aire llega a la cámara de combustión a una velocidad aproximada correspondiente a un
Mach de 0,5. Esta velocidad debe reducirse en la entrada de la cámara, hasta valores en
torno a M=0,1.
Límite de estabilidad de la llama suficientemente amplio (la llama debe permanecer
encendida para un amplio rango de presiones y dosados).
Pérdidas térmicas mínimas a través de las paredes y por combustión incompleta.
Las pérdidas de carga en la cámara de combustión de una turbina de gas han de ser
mínimas, ya que afectan al consumo específico y a la potencia específica de la turbina.
Generalmente las normas de diseño que tienden a mejorar el proceso de combustión
(formación de la mezcla, estabilidad de la llama, etc) conducen a un aumento de las
pérdidas de carga.
Una distribución de temperaturas a la salida que permita maximizar la vida útil de los
álabes de la turbina y de los álabes guía de la tobera. En la zona primaria se alcanzan
temperaturas del orden de 2000 K por lo que la mayoría de los materiales metálicos funden
a esas temperaturas. De esta forma, el diseño de la cámara debe garantizar la suficiente
refrigeración para asegurar una buena resistencia estructural de la misma.
Bajas emisiones de humos y contaminantes gaseosos.
Evitar pulsaciones de presión y otras manifestaciones de inestabilidad producidas durante
la combustión.
Tamaño y forma compatibles con el motor.
Diseño que minimice el coste y facilite la fabricación.
Durabilidad.
Capacidad de poder albergar múltiples tipos de combustibles ya sean derivados del
petróleo, sintéticos o de biomasa.
Los combustibles empleados deben estar libres de partículas e impurezas sólidas para
evitar erosiones en los álabes de la turbina.
Debe evitarse la formación de depósitos de carbón, pues estas pequeñas partículas al ser
arrastradas por el flujo, erosionan los álabes de la turbina. Asimismo, bloquean y
distorsionan el flujo de aire a lo largo de las paredes, causando sobrecalentamientos locales
que disminuyen la vida de la cámara. Hay que tener en cuenta que el carbón depositado en
las paredes se puede desprender a causa de las vibraciones y causar serios desperfectos en
los álabes de la turbina.
Estos factores pueden llegar a ser incompatibles entre sí, por lo que resulta obvia la complejidad
que presenta el diseño de una cámara de combustión, sobre todo si el régimen de funcionamiento
tiene que ser variable.
3.1 Elementos y distribución del aire en una cámara de combustión
Los elementos que conforman una cámara de combustión son los siguientes:
Cárter o carcasa: es el armazón exterior que encierrra el tubo de llama. Soporta las
presiones de los gases de combustión.
Tubo de llama: es la estructura en cuyo interior se produce la combustión.
Inyector: permite introducir el combustible en la cámara de combustión, adecuadamente
pulverizado, para favorecer su mezcla con el aire.
32
Torbellinador: se trata de un pequeño estátor a la entrada del aire, que permite reducir algo
su velocidad al mismo tiempo que lo hace rotar para mejorar su mezcla con el combustible.
Bujías: realizan el encendido de la mezcla. Con una bujía en principio sería suficiente
aunque por seguridad se suelen colocar dos.
Interconector de llama: comunica las distintas cámaras (en el caso de cámaras
individuales), transmitiendo el encendido de una a otra.
A continuación, se va a explicar cómo es la distribución del flujo de aire dentro de la cámara de
combustión. A la entrada de la cámara de combustión existe un difusor que reduce algo la
velocidad del aire (sección divergente). A partir de ahí, la mayor parte del flujo (alrededor del
75%) se desvía por el exterior del tubo de llama, mientras que sólo el 20% del aire entra en el
interior del tubo de llama a través del torbellinador. Esto se debe a que como la relación
aire/combustible global es bastante superior a la estequiométrica, resulta necesario que el aire
suministrado por el compresor sea introducido progresivamente en la cámara de combustión.
Como se observa en la ‘Figura 8’, se distinguen tres zonas funcionales a lo largo de la cámara de
combustión:
Figura 7. Distribución del fujo de aire dentro de la cámara. (Fuente: Wikipedia.)
Zona primaria: Es la zona inicial del recinto de combustión. Tiene forma divergente para
favorecer el frenado del aire y sostener la llama. También proporciona suficiente tiempo,
temperatura y turbulencia para conseguir una combustión completa de la mezcla. En ella
se introduce aproximadamente el 15-20% del aire alrededor del chorro de combustible
inyectado, propiciando una mezcla aire-combustible relativamente rica para generar una
elevada temperatura y una rápida combustión. Los orificios del tubo de llama existentes en
esta zona introducen radialmente unas pequeñas corrientes de aire desde las paredes hacia
el interior, las cuales crean unos remolinos que atrapan y recirculan los gases de
combustión frenándolos, estabilizando la zona de formación de la llama (evitan el soplado
de la misma) y favoreciendo la mezcla aire y combustible.
Zona secundaria o intermedia: La introducción en esta zona de casi el 40% del aire permite
completar la combustión iniciada en la zona primaria. Para ello, la zona secundaria debe
tener una longitud adecuada y los orificios de introducción del aire deben estar
cuidadosamente distribuidos para lograr un buen rendimiento. Además, se ha de tener en
cuenta que no conviene reducir en exceso la temperatura de los gases, ya que, en este caso
se detendría el proceso de combustión. Este aire ayuda también a guiar la llama para evitar
su contacto con las paredes del tubo y refrigerar la zona. Si la temperatura de la zona
primaria fuera superior a 2000 K, las reacciones de disociación podrían provocar la
aparición de concentraciones significativas de H2 y CO en los gases de salida. En ese caso,
33
dichos gases deberían pasar directamente a la zona de dilución para ser rápidamente
enfriados por grandes cantidades de aire. De esta forma, la composición del gas sería
“congelada” y el CO sería descargado de la cámara de combustión sin ser quemado.
Zona terciaria o de dilución: Esta zona posee unos orificios por los que se introduce una
cierta cantidad de aire. Se trata de aire de dilución cuya finalidad es mezclarse con los gases
resultantes de la combustión para disminuir algo su temperatura, de modo que estos
alcancen el estátor de la turbina en unas condiciones térmicas adecuadas. Esta sección es
divergente para que los gases enviados a la turbina puedan ser nuevamente acelerados.
3.2 Clasificación de las cámaras de combustión
3.2.1 Clasificación según estructura
Existen tres tipos principales de cámaras de combustión:
Cámaras de combustión “can” (multican) o tubulares (multitubulares).
Cámaras de combustión anulares.
Cámaras de combustión can-anular o tuboanulares.
3.2.1.1 Cámaras de combustión tubulares, can o multican
Las cámaras de combustión individuales (can), o independientes en número variable de 5 a 10,
se emplearon en los primeros motores de aviación y actualmente en pequeñas turbinas de gas
industriales y marinas, siendo las más empleadas en turbinas de gas de compresor centrífugo y
en algunos axiales.
Se trata de un conjunto de cámaras individuales dispuestas circunferencialmente alrededor del
eje que une el compresor y la turbina. Cada una de ellas cuenta con su propio inyector procedente
de una línea de suministro común así como de una doble pared o tubo, de los cuales el interior se
denomina tubo de llama por estar en contacto directo con la combustión, alrededor del cual hay
una carcasa de aire. El aire descargado del compresor que entra en la cámara se divide en dos:
El aire de combustión o aire primario que representa un 25% del total y entra por el centro
de la cámara para realizar la combustión.
El 75% restante del aire, pasa entre el tubo de llama y la carcasa exterior de la cámara, y
se utiliza para formar una película de aire alrededor de los gases de combustión bajando
así la temperatura.
Dos de las cámaras de combustión van dotadas de una bujía de encendido por cuestiones de
seguridad ya que con una sola sería suficiente. Las turbinas de gas no necesitan encendido
continuo una vez que ha arrancado ya que al haber un foco encedido e inyectar permanentemente
combustible, la combustión se mantiene sin necesidad de estar conectado el sistema. Para que la
combustión alcance todas las cámaras de combustión independientes, los tubos de llama van
unidos por unos tubos de propagación de la llama denominados interconectores de llama.
El tubo de llama lleva una serie de orificios por los cuales penetra el aire secundario que reduce
la temperatura que alcanzan los gases en la zona de combustión desde 1800ºC a los 1000ºC que
puede soportar la turbina, formándose una película de aire de refrigeración entre la cámara y el
exterior.
34
Figura 8. Cámara de combustión tubular. (Fuente: Fernández Diez, Pedro. Libros de Ingeniería
Energética. <http://es.pfernandezdiez.es/>.)
Al efectuar la combustión en un recinto más compacto estas cámaras de combustión poseen una
buena eficiencia. Además, soportan mejor las presiones del gas. Por otro lado, además de una
buena resistencia estructural y un peso más ligero también son más accesibles permitiendo un
mantenimiento y sustitución más sencillos. Sin embargo, entre sus inconvenientes se encuentran
que tienen un rendimiento inferior al de las cámaras de combustión anulares y presentan una gran
sección frontal (lo que se traduce en una gran resistencia aerodinámica del conjunto) y un peso
total superior al de otros diseños.
3.2.1.2 Cámaras de combustión anulares
Esta cámara de combustión está constituida por una sección anular compuesta por cuatro tubos
concéntricos. Los dos centrales configuran la sección del tubo de llama, mientras que el más
exterior y el más interior constituyen la carcasa de la cámara de combustión. El número de
inyectores oscila entre 12 y 20. El flujo de aire comprimido a través del tubo de llama es similar
al descrito anteriormente, siendo la cámara de combustión abierta a la salida del compresor y en
la parte posterior a la salida de los álabes guía de entrada en la turbina. El aire primario se mezcla
con el combustible para la combustión, y el aire de refrigeración y dilución reduce la temperatura
de los gases calientes que llegan a los álabes guía en la primera etapa de entrada en la turbina.
35
Figura 9. Esquema cámara de combustión anular. (Fuente: Fernández Diez, Pedro. Libros de
Ingeniería Energética. <http://es.pfernandezdiez.es/>.)
La cámara de combustión anular proporciona un volumen de combustión más grande por unidad
de área de metal expuesto y, por lo tanto, de peso del metal. Su principal ventaja es que, para la
misma potencia térmica de salida, la longitud de la cámara es sólo el 75% de la de un sistema
tubo-anular del mismo diámetro, lo que origina un considerable ahorro de peso y coste de
producción. Tiene un rendimiento más alto en comparación con el sistema de combustión tubo-
anular ya que el área de la pared de la cámara anular es mucho menor, por lo que la cantidad de
aire de refrigeración requerido para evitar que la pared del tubo de llama se queme es menor (del
orden del 15%). Esta reducción del aire de refrigeración eleva la eficiencia de la combustión
eliminando prácticamente el combustible inquemado, y oxidando el CO a CO2 reduciendo así
las emisiones contaminantes. Por lo tanto, realizan mejor la mezcla aire-combustible y presentan
menores pérdidas de presión de remanso. La introducción de una boquilla de pulverización de
combustible mejora en gran medida la preparación del combustible para la combustión, aireando
las bolsas más ricas de vapor de combustible próximas a la boquilla de pulverización, lo que
reduce la formación inicial de carbonilla.
Entre los inconvenientes se encuentran:
Resulta muy difícil obtener una distribución uniforme de la relación combustible-aire a
pesar de utilizar un gran número de inyectores.
Como consecuencia de lo anterior, se presentan problemas a la salida de la cámara para
conseguir una distribución uniforme de temperatura.
Estructuralmente es más débil, por lo que es difícil impedir que se produzca deformaciones
en las paredes calientes del tubo de llama, problema que es preocupante en turbinas de gran
diámetro.
No se puede quitar normalmente el tubo de llama sin desmontar la turbina, lo que implica
mayores problemas de costos y tiempos de mantenimiento.
3.2.1.3 Cámaras de combustión can-anulares o tuboanulares
A partir de los inconvenientes anteriores se ha podido desarrollar un tipo de cámara mixta, que
consiste en una serie de tubos de llama tubulares espaciados uniformemente y dispuestos en el
interior alrededor de una carcasa anular común, lo que implica una reducción del peso y facilidad
de construcción. El suministro de aire secundario a los tubos de llama se hace a través de la
carcasa común, mientras que el aire primario para la combustión se suministra a través de tomas
de aire individuales.
36
Figura 10. Esquema cámara de combustión can-anular. (Fuente: Fernández Diez, Pedro.
Libros de Ingeniería Energética. <http://es.pfernandezdiez.es/>.)
3.2.2 Clasificación según la dirección del flujo
3.2.2.1 Cámara de flujo directo
El flujo circundante al tubo de llama y el interior tienen la misma dirección. Al no existir cambios
bruscos en la dirección del flujo, las pérdidas de carga son menores.
Figura 11. Cámara de combustión de flujo directo. (Fuente: Fernández Diez, Pedro. Libros de
Ingeniería Energética. <http://es.pfernandezdiez.es/>.)
3.2.2.2 Cámara de flujo inverso
Ambos flujos, el exterior y el interior, tienen direcciones opuestas. Esta cámara presenta unas
pérdidas de carga mayores que las de flujo directo. Sin embargo, permite acortar
considerablemente su longitud, posibilitando diseños más compactos dado que en algunos
motores dicha longitud puede llegar a ser crítica. Por este motivo, es un diseño característico de
motores turboeje y turbohélice. Proporciona además una buena mezcla del aire y el combustible.
En estos diseños, el aire de dilución tiene menor temperatura y el de combustión, mayor
temperatura.
37
Figura 12. Cámara de combustión de flujo inverso. (Fuente: Berry, Peter. The Whittle/Rover W2B
and Rolls-Royce W2B/23 Welland Turbo-Jets. Aircraft Engine Historical Society, 2016.)
3.3 Influencia sobre las emisiones
Existen una serie de parámetros de operación y de diseño que influyen directamente en el tipo y
la cantidad de contaminantes que resultan de la combustión.
Al aumentar la longitud de la cámara, se permite una combustión más completa. En
consecuencia, el aumento de la longitud favorece la generación de NOx y reduce las emisiones
de CO y de hidrocarburos inquemados (“Unburned Hidrocarbons” o “UHC”). Sin embargo,
existe una longitud mínima para que la combustión se lleve a cabo. Por lo tanto, atendiendo a la
clasificación de las cámaras de combustión explicada anteriormente, las cámaras de combustión
anulares o las de flujo inverso favorecerán la aparición de emisiones de NOx y a su vez permitirán
reducir las de UHC y CO.
Aumentando la velocidad del aire en la cámara, la combustión será más rápida e incompleta y se
alcanzarán menores temperaturas. Por tanto, velocidades altas del aire permiten reducir las
emisiones de NOx, pero aumentando las de CO y las de UHC.
En cuanto al régimen de funcionamiento del motor (término referido a la potencia máxima
disponible de la turbina para unas condiciones dadas), la combustión será más incompleta para
regímenes bajos por lo que en este caso aumentarán las emisiones de CO y UHC. Por otra parte,
para regímenes altos, donde las temperaturas de combustión son mayores, predominarán las de
NOx.
Al aumentar la relación de compresión crecerá la proporción de óxidos de nitrógeno en las
emisiones. Sin embargo, también disminuirá el consumo específico de combustible (SFC), por
lo que se reducen las emisiones totales. Existe un óptimo entre la disminución del total de
emisiones por reducción del SFC y el aumento de NOx en las emisiones.
Por último, el propio diseño de la cámara de combustión tiene una gran influencia en la
concentración de los diferentes tipos de contaminantes. En los últimos años se ha incrementado
el desarrollo de modelos que permitan reducir los niveles de dichas emisiones. Dichos modelos
específicos serán explicados en el ‘Apartado 6’ de este trabajo.
38
4 INTRODUCCIÓN A LAS EMISIONES
Uno de los grandes desafíos de nuestra época es el desarrollo de sistemas que utilicen energías
renovables y sostenibles. La preocupación por el medio ambiente y la seguridad energética, junto con
el crecimiento de la demanda energética, obliga a mejorar, diversificar y optimizar el uso de las fuentes
de energía a la vez que reducir los efectos perjudiciales sobre el medio ambiente derivados de la
producción, transmisión y uso de dicha energía. El calentamiento global ha abierto el debate sobre la
necesidad de reducir las emisiones de dióxido de carbono. Mientras tanto, la preocupación sobre la
seguridad energética y los suministros para abastecer una demanda energética cada vez mayor nos
lleva a considerar la utilización de fuentes de energía renovables e inagotables. Finalmente, el interés
por la calidad del aire ha despertado la preocupación por otros contaminantes que dan lugar, por
ejemplo, a lluvia ácida o smog fotoquímico, y que tienen consecuencias adicionales en la gestión del
funcionamiento y emisiones de las centrales energéticas.
La tecnología de turbinas de gas continuará siendo la base en el panorama internacional para la
propulsión de aeronaves y la generación de energía en centrales y aplicaciones mecánicas. Durante las
últimas décadas, la generación de energía mediante fuentes de energía alternativas, como la solar o
eólica, ha aumentado significativamente. Sin embargo, casi todas las predicciones indican que estas
fuentes de energía sólo podrán cubrir una pequeña fracción de la demanda energética. Además, dichos
estudios revelan que a nivel mundial las turbinas de gas empleadas en ciclos combinados seguirán
teniendo una notable importancia en la generación de energía. Por otro lado, las turbinas de gas
desempeñarán un papel clave a la hora de compensar las intermitencias existentes con las energías
renovables para satisfacer la demanda de energía en cada instante de tiempo.
Esto hace que las emisiones en las turbinas de gas sea un tema de vital importancia en la actualidad.
En el sector de la aviación, la regulación de las emisiones es cada vez más rigurosa puesto que el
cambio climático ha llevado a la comunidad internacional a penalizar las emisiones de carbono. Las
emisiones de partículas y NOx influyen notablemente en la calidad del aire y pueden controlarse por
medio de determinados diseños en las cámaras de combustión. Cambiar los ciclos del motor y la
relación de compresión para aumentar la eficiencia del combustible tiene como inconveniente que
incrementa las emisiones de NOx. Por lo tanto, conseguir un motor con bajas emisiones mantiendo su
fiabilidad resulta vital para los futuros desarrollos tecnológicos.
4.1 Impacto de las emisiones de las turbinas de gas de aviación
Las turbinas de gas industriales y de aviación emiten importantes cantidades de dióxido de carbono y
vapor de agua formados durante la oxidación del hidrógeno y el carbono contenidos en el combustible,
así como pequeñas cantidades de óxidos de azufre (SOx) procedentes del azufre contenido en el mismo.
Además, también se generan otros contaminantes como los óxidos de nitrógeno (NOx) formados por
las altas temperaturas en la cámara de combustión, monóxido de carbono (CO), hidrocarburos
inquemados procedentes de la combustión incompleta del combustible y partículas materiales.
Las emisiones de SOx en el escape de la turbina se dan principalmente en forma de SO2 mientras que
una pequeña fracción del azufre del combustible es emitido en forma de partículas de materia volátil.
Las emisiones de NOx se componen principalmente de NO y NO2. En ralentí, la mitad de las emisiones
de NOx corresponde al NO y el resto es NO2 mientras que cuando el motor trabaja a grandes potencias
el 90% del NOx se encuentra en forma de NO.
Los hidrocarburos inquemados abarcan desde grandes moléculas de combustible hasta hidrocarburos
muy ligeros. Además, incluyen varias especies denominadas como “HAPs” o “Hazardous Air
Pollutants” debido a su toxicidad y que incluso pueden llegar a ser cancerígenas.
39
Las partículas materiales incluyen tanto el hollín no volátil (pequeñas partículas de carbono que hacen
visibles los gases de escape) como hidrocarburos volátiles y óxidos de azufre que condensan al
enfriarse la columna de humo del escape del motor con el aire atmosférico.
En relación al cambio climático, el principal gas de efecto invernadero es el CO2 cuyo impacto depende
de la altitud a la que haya sido emitido. Sin embargo, el NOx emitido durante el ascenso y crucero
incrementa el ozono, lo que conduce al calentamiento y reducción del metano. Por otra parte, el
impacto del ozono, metano y CO2 es muy difícil de calcular debido a que estos gases tienen distinta
duración en la atmósfera. Dado que la mayor parte de la actividad aérea tiene lugar en el hemisferio
norte, la mayor parte del ozono se formará allí, aunque debido a su corto tiempo de vida éste no podrá
pasar al hemisferio sur por lo que la mayor parte del calentamiento global tiene lugar en el norte. Por
otra parte, el enfriamiento provocado por el metano si podrá distribuirse finalmente a todo el planeta
debido a su largo tiempo de vida.
Los cambios provocados por el NOx en el ozono y el metano son del mismo orden de magnitud que
los del CO2. Sin embargo, aunque los impactos de ambos se compensan todavía no se conoce cuál
puede llegar a ser el resultado.
4.2 Impacto de las emisiones de las turbinas de gas industriales
Las turbinas de gas de aviación e industriales tienen muchas similitudes. De hecho, los motores
industriales derivados de las turbinas de gas de aviación (turbinas de gas aeroderivadas) son utilizadas
en múltiples aplicaciones industriales. Sin embargo, las tecnologías de reducción de emisiones
aplicadas en estos motores hacen que sus emisiones sean un orden de magnitud menor que el de las
turbinas de gas de aviación originales. Esta reducción en las emisiones se consigue de varias formas:
El empleo de gas natural como combustible reduce las emisiones de las cámaras de combustión
convencionales al 50% en comparación con los combustibles de aviación, principalmente por la
disminución de la temperatura adiabática de llama.
La inyección de agua o el empleo de tecnologías de cámaras de combustión secas bajas en NOx
(“Dry Low NOx” o “DLN”) reducen aproximadamente el 90% del NOx restante.
La reducción catalítica selectiva reduce el 90% de las emisiones restantes.
A continuación, se van a resumir varios tipos de contaminantes emitidos en turbinas de gas industriales
que utilizan tanto combustibles líquidos como destilados ligeros, queroseno, gas natural o gases
sintéticos procedentes de la gasificación del carbón.
Óxidos de nitrógeno o NOx (NO y NO2): son los causantes del ozono a nivel del suelo, smog y
lluvia ácida, formados a partir de la combustión a alta temperatura y presión, y del contenido en
N2 de los combustibles líquidos.
Monóxido de carbono o CO: es el resultado de la combustión incompleta, aire de refrigeración
de la cámara de combustión inadecuado y de la mezcla de combustible.
Hidrocarburos inquemados o UHC: son provocados por la combustión incompleta y son
responsables del rastro de las emisiones.
Partículas (PM) y humos: la mayor parte provienen de la combustión incompleta de
combustibles líquidos y mezclas de aire-combustible demasiado ricas.
Dióxido de azufre o SO2: procedentes del azufre contenido en el combustible líquido (~ 0,2-
0,5%) o en gas natural (4-6 ppm), posiblemente con odorante mercaptano.
Amoníaco o NH3: utilizado en los sistemas de reducción catalítica selectiva de los
postratamientos para la reducción de emisiones de NOx.
La obtención de potencias y rendimientos térmicos superiores, derivados de temperaturas de llama y
40
relaciones de compresión elevadas, se traduce en un incremento de las emisiones de óxidos de
nitrógeno (no confundir con el óxido nitroso o “N2O” que es un gas de efecto invernadero). También
se forma NOx a partir de combustibles líquidos como aceites destilados, los cuales tienen temperaturas
de llama mayores y algo de contenido en nitrógeno. Los sistemas de combustión deben ser diseñados
de tal forma que se optimice la temperatura de encendido para cada tipo de combustible minimizando
así estas impurezas y contaminantes atmosféricos. Por motivos prácticos, resulta complicado tener
límites muy estrictos para contaminantes atmosféricos y al mismo tiempo para gases de efecto
invernadero. Unos niveles muy bajos de NOx tienden a aumentar los contaminantes en el aire y
disminuir la eficiencia de las grandes plantas. Pese a que se ha considerado si las emisiones de CO
deberían ser controladas para tener los mismos niveles que en sistemas de combustión DLN, estas
emisiones procedentes de los equipos industriales no son tan preocupantes como las de NOx y los
requisitos para obtener bajas emisiones de CO a corto plazo en condiciones fuera de diseño pueden
comprometer en gran medida el diseño y la fiabilidad de dichos sistemas.
Las emisiones de CO2 están determinadas por el carbono contenido en el combustible y el rendimiento
global del sistema. Los combustibles con contenido en hidrógeno como el gas natural y los gases
sintéticos, utilizados en aplicaciones de alta eficiencia, representan la mejor forma de reducir las
emisiones de gases de efecto invernadero procedentes de los sistemas de producción de energía
térmica. A continuación, en la ‘Figura 13’ se van a comparar las emisiones de CO2 en varios tipos de
plantas de combustible fósil.
Figura 13. Comparación de las emisiones en distintos sistemas de producción de potencia. (Fuente:
Lieuwen, Tim C and Yang, Vigor. Gas Turbine Emissions. First Edition. United States of America:
Cambridge University Press. ISBN: 978-0-521-76405-6.)
En este gráfico se observa que las turbinas de gas para cogeneración (“Gas Turbine Combined Heat &
Power” o “GTCHP”) son las que generan menos emisiones en un rango de 4-6 GJ/MWh. Debido a su
alto contenido en hidrógeno y a un rendimiento térmico del 50-60%, estas pueden tener una tasa de
CO2 de 220-360 kg/MWh lo que supone una reducción del 60-80% de los gases de efecto invernadero
junto con un 90-95% menos de NOx, SOx y partículas (PM).
También cabe la posibilidad de que tanto la energía de biomasa como la gasificación de combustibles
sólidos pudieran producir niveles razonables de CO2, así como emisiones contaminantes más bajas,
cuando se emplee la captura y almacenamiento de carbono en la Gasificación Integrada en Ciclo
Combinado o GICC (“Coal Gasification Combined Cycle” o “IGCC”). Mientras que la captura de
41
carbono puede dar lugar a dióxido de carbono, el aumento de la utilización de plantas de cogeneración
puede llegar a ser un método preventivo más rentable y eficiente.
Por último, hay que mencionar que el metano también es un gas de efecto invernadero muy importante
en la industria del gas natural, cuyo impacto sobre el calentamiento global es veinte veces superior al
del CO2.
42
5 FORMACIÓN DE LAS EMISIONES
Las emisiones típicas en el escape de una turbina de gas estacionaria aparecen en la ‘Tabla 1’ separadas
en dos categorías. En la primera están las principales emisiones (CO2, N2, H2O y O2) que aparecen en
forma de porcentajes volumétricos. La segunda son las especies de menor proporción también
denominadas “contaminantes” (CO, UHC, NOx, SOx y partículas) expresadas en ppmv. Pese a que las
emisiones principales de una turbina de gas si se pueden cuantificar, las que están en menor proporción
requieren mediciones y análisis teóricos por lo que resulta más complicado.
Tabla 1. Emisiones del escape de una Turbina de Gas. (Fuente: Pavri, Roointon and D. Moore,
Gerald. Gas Turbine Emissions and Control. Unites Estates of America: General Electrics Power
Systems, 2001.)
Los niveles de contaminación en el escape de una turbina de gas están relacionados con la temperatura,
el tiempo de residencia y la concentración del proceso de combustión. Las concentraciones de CO e
hidrocarburos inquemados (“Unburned Hydrocarbons” o “UHC”) disminuyen a medida que aumenta
la potencia mientras que con los NOx y los humos ocurre al contrario como se muestra en la ‘Figura
14’.
Figura 14. Emisiones características en turbinas de gas. (Fuente: H. Lefebvre, Arthur and R.
Ballal, Dilip. GAS Turbine Combustion Alternative Fuels and Emission. Third Edition. Unites
Estates of America: CRC Press Taylor & Francis Group, 2010. ISBN: 978-1-4200-8604-1.)
43
5.1 Monóxido de carbono
Cuando el proceso de combustión se está desarrollando con un exceso de riqueza, se producen grandes
cantidades de CO debido a la falta de oxígeno para completar la reacción a CO2. Además, si la riqueza
de la mezcla en la zona de combustión es estequiométrica o pobre, también se formará una significativa
cantidad de CO debido a la disociación del CO2. La mayor parte del CO procedente de la combustión
incompleta del combustible tiene su origen en:
Velocidades de combustión inadecuadas en la zona de combustión primaria, debido a una
relación combustible/aire o “dosado” demasiado baja o a un tiempo de residencia insuficiente.
Mezcla inadecuada de combustible y aire lo que provoca que en algunas zonas la riqueza de la
mezcla sea demasiado débil para soportar la combustión y otras en las que el exceso de riqueza
dará lugar a concentraciones localizadas de CO.
Enfriamiento de los productos de la combustión mediante el aire de refrigeración, especialmente
en la zona primaria.
En principio, debería de ser posible reducir el CO formado en la zona de combustión primaria al
introducir una cantidad adicional de aire que permita una disminución de la temperatura del gas
quemado. No obstante, el monóxido de carbono es relativamente resistente a la oxidación y en muchos
sistemas es fundamental para conseguir la combustión completa.
Con altas temperaturas, la reacción que mejor permite eliminar el CO es:
CO + OH = CO2 + H
Y a bajas temperaturas, se emplea la siguiente reacción:
CO + H2O = CO2 + H2
Las emisiones de monóxido de carbono en los sistemas de combustión de una turbina de gas
convencional de General Electric no superan las 10 ppmv cuando se opera a baja carga. Durante la
ignición y la aceleración puede haber un mayor nivel de emisiones de CO debido a que en estas
transiciones sólo suponen una fracción despreciable de las emisiones totales.
La ‘Figura 15’ muestra las emisiones de CO de la turbina de gas MS7001EA frente a la temperatura
de encendido. Si ésta se redujera por debajo de 816 ºC las emisiones de monóxido de carbono
aumentarían rápidamente.
44
Figura 15. Emisiones de CO de MS7001EA. (Fuente: Pavri, Roointon and D. Moore, Gerald. Gas
Turbine Emissions and Control. Unites Estates of America: General Electrics Power Systems, 2001.)
A continuación, se explicarán detalladamente los principales factores que influyen en las emisiones
de CO y, por tanto, en la eficiencia de la combustión.
5.1.1 Relación de equivalencia
Antes de explicar los efectos que tiene la relación de equivalencia en las emisiones de CO, se va a
definir este concepto. La relación de equivalencia combustible-aire “ϕ” o dosado relativo de un
sistema se define como el cociente entre la fracción de combustible-aire real y la fracción de
combustible-aire en condiciones estequiométricas.
ϕ = mcombustible maire⁄
(mcombustible maire⁄ )st =
ncombustible naire⁄
(ncombustible naire⁄ )st
En esta expresión “m” hace referencia a la masa mientras que “n” está referido a los moles.
Como puede observarse en la ‘Figura 16’, según los resultados obtenidos por Rink y Lefebvre [7], las
emisiones de CO disminuyen con un incremento de la relación de equivalencia alcanzando un mínimo
para una relación de equivalencia de 0,8. A partir de este valor, se produciría un aumento en las
emisiones de este contaminante. A bajas temperaturas, los altos niveles de CO con relaciones de
equivalencia bajas son debidos a la baja tasa de oxidación. Por otro lado, un incremento en dicha
relación de equivalencia aumentaría la temperatura de la llama la cuál acelera la oxidación reduciendo
así las emisiones de CO. Sin embargo, para temperaturas superiores a 1800 K, empieza a aumentar la
disociación del CO2.
45
Figura 16. Influencia de la presión y el dosado en la formación de CO. (Fuente: Rink, K.K. and
Lefebvre, A.H., International Journal of Turbo and Jet Engines, 6(2), 113–22, 1989.)
5.1.2 Presión
Se ha demostrado que para dosados bajos, trabajando entre 9 y 14 bar, un incremento del 50% en la
presión reduce las emisiones de CO por un factor de 2,5. Para dosados superiores, el mismo incremento
en la presión eliminaría las emisiones de CO al suprimir la disociación química.
5.1.3 Temperatura ambiente
Según el estudio llevado a cabo por Hung y Agan [8], las emisiones de CO a una temperatura de 287
K eran aproximadamente cuatro o cinco veces mayores que a 298 K. Como resultado, se dedujo la
siguiente expresión a pesar de que sólo es considerada válida para temperaturas superiores a 303 K:
COT / CO288 = 1−0.0634 (T−288)
En esta expresión, COT son las emisiones de CO en ppmv a la temperatura “T” para un 15% de oxígeno
mientras que CO288 son las emisiones de CO para 288 K. Como consecuencia, se puede decir que las
emisiones de CO en una turbina de gas aumentan con la temperatura ambiente.
5.1.4 Aire de refrigeración
El CO formado en la zona de combustión primaria puede desplazarse hacia las paredes y ser
transportado junto con el aire de refrigeración. La temperatura de este aire es tan reducida que todas
las reacciones químicas resultan eficazmente congeladas. Así, el aire de refrigeración que sale de la
zona primaria normalmente contiene cantidades significativas de CO. A pesar de que el CO es
introducido suficiente tiempo en el núcleo caliente como para poder reaccionar en su totalidad, este
aparecerá en los gases de salida.
5.1.5 Pulverización del combustible
La principal consecuencia del tamaño medio de las partículas en las emisiones de CO viene de su fuerte
influencia en el volumen ocupado por la evaporación del combustible. Cuando se trabaja a baja
potencia, alcanzando su mayor concentración las emisiones de CO, una importante fracción del
volumen total de combustión es ocupada por la evaporación del combustible. Por consiguiente, habrá
menos volumen disponible para la reacción química y por tanto mayor concentración de CO.
46
5.2 Óxidos de azufre
Las turbinas de gas no generan el azufre que da lugar a los óxidos de azufre, sino que estos proceden
de la combustión del azufre contenido en el combustible. Sin embargo, ya que la mayoría del aire
atmosférico y agua o vapor inyectados tiene poco o nada de azufre, la fuente principal de azufre en la
turbina de gas es el combustible. Debido a la última capa de revestimiento para gases calientes, la
turbina podrá quemar fácilmente el azufre con muy poco o ningún daño siempre que no haya metales
alcalinos en el combustible. Las mediciones realizadas en distintos estudios indican que el 95% del
azufre pasa a SO2 mientras que el azufre restante se convierte en SO3. Sin embargo, el SO3 puede
combinarse con el agua para formar ácido sulfúrico lo que es motivo de preocupación en muchas
aplicaciones de recuperación de calor donde la temperatura de los gases de escape puede ser reducida
a la temperatura de rocío del ácido sulfúrico.
Actualmente no existen técnicas que permitan reducir las emisiones de óxidos de azufre en las turbinas
de gas por lo que la única solución que podría valer es disminuir el contenido en azufre del combustible.
5.3 Hidrocarburos inquemados
Los hidrocarburos inquemados incluyen tanto el combustible que sale de la cámara de combustión en
forma de gotas de agua o vapor como los productos de la degradación térmica del combustible. Estas
emisiones generalmente están relacionadas con una pobre pulverización, velocidades de combustión
inadecuadas, el enfriamiento del aire de refrigeración o cualquier combinación de estos. Las reacciones
de formación de los hidrocarburos inquemados son generalmente más complejas que la formación de
CO, aunque los factores que influyen en la formación de CO lo hacen de la misma manera en la
formación de estos.
5.4 Humos
Los humos son provocados por la producción de finas partículas de hollín en zonas de la llama donde
la mezcla es rica, las cuales están situadas muy cerca del inyector en las cámaras de combustión
convencionales. Estas son zonas en las que los productos quemados son recirculados aguas arriba del
inyector apareciendo bolsas localizadas de combustible evaporado envueltas en gases con déficit de
oxígeno a alta temperatura. La mayor parte de las partículas de hollín producidas en la zona primaria
son consumidas en las zonas de alta temperatura aguas abajo. Desde el punto de vista de los humos,
una cámara de combustión comprende principalmente dos zonas:
La zona primaria donde se forma el hollín.
La zona intermedia que determina la tasa de consumo de hollines.
La zona de dilución en las modernas cámaras de combustión.
Estos gases están formados por un 96% de carbón y una mezcla de hidrógeno, oxígeno y otros
elementos. Los factores que influyen en la formación de éstos son los siguientes:
5.4.1 Presión
Los problemas con los humos y el hollín son siempre peores a alta presión. Algunos motivos pueden
ser químicos mientras que otros son originados por factores físicos que afectan a las características del
inyector y por lo tanto a la distribución de la riqueza de la mezcla en las zonas de formación de hollín
de la llama.
Un incremento de la presión supone un aumento de los límites de inflamabilidad por lo que el hollín
sería producido en zonas que, a presiones más bajas, sería demasiado rico para quemarse. Dicho
incremento también acelera las velocidades de reacción por lo que la combustión empieza antes y una
47
fracción mayor del combustible es quemado en las zonas con mayor riqueza de combustible cercanas
al inyector. Si hay pulverizadores a presión, la reducción del alcance del inyector es una de las
principales causas que provoca los humos a alta presión. A bajas presiones, el combustible es
distribuido por toda la zona de combustión. Sin embargo, a alta presión éste se suele concentrar en la
región donde se forma el hollín justo aguas abajo del inyector de combustible. Otro efecto adverso es
que un aumento de la presión reduce el ángulo de inyección, lo que aumentará la riqueza de la mezcla
en la zona de formación de hollines.
5.4.2 Tipo de combustible
Las propiedades del combustible pueden influir en la formación de los humos de dos formas distintas.
La primera consiste en favorecer su aparición en zonas ricas de combustible y la segunda ejercer una
cierta resistencia a la formación de carbono. La primera está controlada por propiedades físicas, tales
como viscosidad, volatilidad, penetración y la velocidad de evaporación del combustible inyectado
mientras que la segunda depende de la estructura molecular. Se sabe que la tendencia a formar humos
aumenta con un incremento del contenido aromático en los combustibles petrolíferos con base de
hidrocarburos. Esto es debido a que los hidrocarburos aromáticos policíclicos (HAPs) favorecen el
crecimiento de las partículas de hollín. Además, el contenido de hidrógeno del combustible
normalmente se utiliza como indicador de varios parámetros relacionados con el hollín según estudios
realizados a motores. Sin embargo, según Chin y Lefebvre [9], se ha demostrado que hay un mejor
indicador que el hidrógeno para medir la tendencia a formar hollín. Se trata del “punto de humeo”, el
cual fue obtenido experimentalmente quemando un tipo de combustible en una lámpara de aceite de
forma que fuera aumentando lentamente la altura de la llama hasta que empiezara a salir humo. Esa
altura de la llama, medida en milímetros, es el punto de humeo.
5.4.3 Pulverización del combustible
La importancia de la pulverización del combustible en la formación de hollín y humos consiste en que
cuando el combustible inyectado alcanza el frente de llama, el calor transmitido desde la llama empieza
a evaporar las gotas de agua. Las gotas más pequeñas se evaporan completamente mezclándose con el
aire de combustión para quemarse como una llama de premezcla. Sin embargo, las gotas más grandes
no dispondrán de tiempo suficiente para ser quemadas por la llama por lo que se queman en forma de
llamas de difusión ricas en combustible. Por consiguiente, un incremento del tamaño medio de las
gotas de combustible favorecerá este tipo de llamas.
En general, los humos en el escape disminuyen con el tamaño medio de gota pero si aumentara la
pulverización aún más, esto podría llevar a la reducción del alcance del inyector de combustible y,
como ocurre en todos los tipos de pulverizadores a presión, la salida de humos puede aumentar debido
al incremento en la concentración del combustible.
5.5 Óxidos de nitrógeno
La mayor parte de los óxidos de nitrógeno (NO) formados en la combustión se oxidan posteriormente
a NO2. Por este motivo es normal agrupar NO y NO2 en forma de NOx para expresar los resultados.
Estos pueden ser producidos de cuatro formas distintas de acuerdo a su mecanismo de formacion: NO
térmico, formación del NO desde el N2O, NO súbito y NO del combustible.
5.5.1 Formación de óxidos de nitrógeno térmico
Los óxidos de nitrógeno formados a partir de la oxidación del nitrógeno libre en la cámara de
combustión son denominados “Óxidos de Nitrógeno Térmico”. Dependen principalmente de la
temperatura adiabática de llama del combustible, es decir, la temperatura alcanzada por la combustión
de una mezcla adecuada de aire y combustible en un recipiente aislado. El proceso de formación de
estas emisiones es endotérmico y se desarrolla a grandes velocidades con temperaturas por encima de
los 1850 K. La mayor parte de las reacciones planteadas siguen el mecanismo de Zeldovich:
48
O2 = 2O
N2 + O = NO + N E1=314 kJ/kg
N + O2 = NO + O E2=29 kJ/kg
N + OH = NO + H E3=0 kJ/kg
La formación de NO es alta en la zona pobre en combustible cerca del punto estequiométrico. Esto es
debido como consecuencia de la competencia entre el combustible y el nitrógeno por el oxígeno
disponible. Aunque la temperatura de combustión es mayor en la zona rica de combustible cercana al
punto estequiométrico, el oxígeno disponible se consume mayormente por el combustible. En la
‘Figura 17’ se muestra la dependencia térmica del NO con la temperatura de la llama.
Figura 17. Formación de NO en función del tiempo y la temperatura a 1 MPa. (Fuente: H. Lefebvre,
Arthur and R. Ballal, Dilip. GAS Turbine Combustion Alternative Fuels and Emission. Third Edition.
Unites Estates of America: CRC Press Taylor & Francis Group, 2010. ISBN: 978-1-4200-8604-1.)
En esta gráfica se puede observar cómo la producción de NO aumenta con la temperatura y con el
tiempo. Sin embargo, también nos muestra que dicha producción se estabiliza al cabo de un intervalo
de tiempo determinado que varía con la temperatura. Del mismo modo, cuando las temperaturas de
combustión son inferiores a 1000 ºC, las emisiones de NO se reducen significativamente, dependiendo
en tal caso, del contenido en nitrógeno del combustible que ya se verá más adelante. La conversión es
pues favorecida por las altas temperaturas, e intervienen además como condiciones favorables el
tiempo de residencia en la zona de la llama y la concentración de oxígeno, siendo proporcional a la
raíz cuadrada de la concentración de oxígeno.
En la ‘Figura 18’ se observa que la diferencia entre las emisiones de NOx en combustibles líquidos y
gaseosos disminuye a medida que aumenta la temperatura. Esto es debido a que cuando se queman
combustibles líquidos siempre hay posibilidad de que las temperaturas de combustión en condiciones
casi estequiométricas, y por consiguiente con una alta formación de NOx, caigan en regiones próximas
a las gotas de combustible a pesar de que la relación de equivalencia a través de la zona de combustión
sea considerablemente menor que la estequiométrica. Con un incremento en la relación de
equivalencia, la temperatura de la llama se aproximaría a la estequiométrica. De esta forma, las
condiciones alrededor de las gotas de combustible tienen menor influencia en el proceso de combustión
global y las emisiones de NOx empiezan a acercarse a las producidas por combustibles gaseosos
quemándose con la misma relación de equivalencia.
49
Figura 18. Dependencia NOx con temperatura de llama en combustibles líquidos y gaseosos.
(Fuente: Snyder, T.S., Rosfjord, T.J., McVey, J.B., and Chiappetta, L.M., ASME Paper 94-
GT-283, 1994.)
5.5.1.1 Influencia de la temperatura de entrada del aire
Como las emisiones de NO son muy dependientes de la temperatura de la llama, un incremento en la
temperatura producirá un incremento significativo en las emisiones de NO tal y como se muestra en la
‘Figura 19’.
Figura 19. Influencia de la temperatura del aire en la formación de NOx. (Fuente: Rink, K.K. and
Lefebvre, A.H., Combustion, Science and Technology, 68, 1–14, 1989.)
5.5.1.2 Influencia del tiempo de residencia
Según el estudio realizado por Anderson [10] en una cámara de combustión de premezcla-
prevaporización suministrando como combustible propano gaseoso, las emisiones de NOx aumentan
con el tiempo de residencia salvo para relaciones de equivalencia muy pobres (ϕ ≅ 0,4) dado que en
estos casos la tasa de formación es tan lenta que permanece invariable en el tiempo.
50
5.5.2 Mecanismo de formación desde el óxido nitroso
Este mecanismo empieza con la reacción:
N2 + O = N2O
Posteriormente el óxido nitroso formado se oxida a NO mediante:
N2O + O → NO + NO
N2O + H → NO + NH
N2O + CO → NO + NCO
El mecanismo de formación de este compuesto o sus reacciones de formación no está muy claro,
aunque existe alguna hipótesis que apunta hacia unos caminos de reacción bastante complejos.
Aparentemente se forma entre las temperaturas de 800 y 1100 ºC en la zona de postcombustión y tiene
relación con la cantidad de HCN y NH3. A temperaturas superiores a ésta, el N2O es inestable,
reduciéndose a N2.
La cantidad formada en la mayoría de las instalaciones convencionales de combustión, es pequeña,
menor de 10 ppm. Esto ocurre porque en la mayoría de las plantas los radicales del tipo HCN se
generan en la zona de combustión, donde las temperaturas son del orden de 1500 ºC, a las cuales no
se forma N2O. Al llegar los gases a temperaturad de 800 a 1100 ºC, intervalo de formación del N2O,
los radicales HCN necesarios para su formación se han consumido en otras reacciones.
5.5.3 Formación de óxido de nitrógeno súbito
La formación del NO súbito se produce por la reacción del nitrógeno molecular con fragmentos de
hidrocarburos en el frente de llama. Los enlaces N=N pueden romperse fácilmente en presencia de
radicales CH, CH2, etc.
N2 + CH → HCN + N
El HCN es un subproducto del mecanismo anterior, es decir, del NOx del combustible, por lo que se
puede entender como una progresión o segunda fase del mecanismo anterior. Este mecanismo es el de
menor importancia a la hora de contribuir a la formación de óxidos de nitrógeno. La influencia de la
presión es de especial importancia porque el NO súbito puede contribuir significativamente a la
formación de emisiones de NO producidas en la combustión de premezclas pobres (“LPM” o “Lean
Premix Combustion”).
5.5.4 Formación de óxidos de nitrógeno del combustible o NOx orgánico
El NOx del combustible es el formado a partir del nitrógeno presente en el combustible. Los
combustibles destilados ligeros contienen menos del 0,06% del nitrógeno del combustible (“FBN” o
“fuel-bound nitrogen”), pero los pesados pueden contener hasta el 1,8%. Durante la combustión, parte
del nitrógeno reacciona para formar los llamados “NO del combustible”. Solo unas pocas de partes por
millón del nitrógeno libre disponible se oxidan para formar óxidos de nitrógeno aunque la oxidación
de los FBN a NOx es muy eficiente. En los sistemas de combustión convencionales de General
Electrics, la eficacia de la conversión de FBN a óxidos de nitrógeno es del 100% si el contenido de
estos es bajo. A altos niveles de FBN, la eficacia de esta conversión decrece. La fracción de nitrógeno
sometida a este cambio se incrementa ligeramente sólo con el aumento de la temperatura de la llama.
Dependiendo del grado de conversión del nitrógeno, el NO del combustible puede representar una
parte considerable del NO total. En el estudio de Nicole et al. [11] se examinaron los efectos de varios
mecanismos sobre las emisiones totales de NOx producidas en una cámara de combustión de premezcla
pobre utilizando metano como combustible cuyo NO es nulo. Los resultados de dicho estudio
mostraron que a altas temperaturas en torno a 1900 K y dosados de 0,8 se obtiene una composición en
NOx de 60% Óxidos de Nitrógeno térmico, 10% N2O y 30% NO súbito. En cambio, con temperaturas
51
de 1500 K y dosados en torno a 0,6 se obtendría una composición en NOx de 5% Óxido de Nitrógeno
térmico, 30% N2O y 65% NO súbito.
5.5.5 Influencia de la presión en la formación de óxidos de nitrógeno
El efecto de la presión en la formación de NOx es de especial importancia puesto que para reducir el
consumo de combustible es necesario aumentar la relación de compresión. Ensayar un motor a altas
presiones resultaría muy caro por lo que sería conveniente extrapolar los resultados obtenidos a baja
presión hacia presiones más elevadas donde las emisiones de NOx son superiores. Dicha extrapolación
podría ser llevada a cabo sin problema si la relación entre la presión y los NOx fuera conocida. Sin
embargo, los datos obtenidos en diferentes estudios realizados en distintas cámaras de combustión no
concuerdan. Para cámaras de combustión convencionales se estableció que NOx ∝ Pn donde “n” varía
entre 0,5 y 0,8. Los resultados obtenidos en Maughan et al. [12] de una cámara de combustión de buena
mezcla y alimentada con gas natural muestran un incremento de “n” con el aumento de la temperatura
de los gases de escape. Dichos resultados muestran que los niveles más bajos de NOx, obtenidos del
N2O y del NO súbito, predominan a bajas temperaturas y son independientes de la presión mientras
que los mayores niveles de NOx proceden principalmente del NO térmico, el cual muestra una
dependencia cuadrática con la presión.
En la ‘Figura 20’ se muestra como el NOx es independiente de la presión en las llamas de premezcla
más pobres. Un aumento en la temperatura de la llama, que corresponde a un aumento de la relación
de compresión, hace que el exponente de la presión alcance un valor de 0,5 en las zonas próximas a
las estequiométricas debida a la formación térmica de NO.
Figura 20. Efecto de la presión en la formación de NOx. (Fuente: Leonard, G.L. and Correa,
S.M., Second ASME Fossil Fuel Combustion Symposium, PD-30, 69–74, 1990.)
5.5 Resumen
A continuación, se ha elaborado una tabla que resuma como afecta un aumento de los factores
considerados anteriormente a los principales tipos de emisiones que han sido explicados en los puntos
anteriores.
Como se observa en la ‘Tabla 2’, todos los parámetros tienen efectos contrapuestos entre los distintos
tipos de emisiones. Por lo tanto, cuando se vaya a seleccionar una cámara de combustión se hará
teniendo en cuenta diseños que dificulten la formación de las emisiones que se consideren prioritarias
pudiendo favorecer la aparición de otras.
52
Emisiones
Factores ↑ CO UHC Humos NOx
Exceso de riqueza
o mezcla pobre ↑ − − −
Dosado ↓ − − −
Tiempo de residencia ↓ − − ↑ (Dosados pobres ↓)
Cantidad de aire ↓ − − −
Potencia ↑ ↑ ↓ ↓
Temperatura de la llama − − − ↑
Concentración de oxígeno − − − ∝ √[O2]
Relación de Equivalencia < 0,8 ⇒↓
> 0,8 ⇒↑ − − −
Temperatura de encendido ↓ − − −
Temperatura Ambiente ↑ − − ↑
Presión ↓ − ↑ ↑
Pulverización ↑ ↓ ↓ (Muy elevada ⇒↑) −
Refrigeración ↓ − − −
Velocidades de combustión
inadecuadas ↑ ↑ − −
Tabla 2. Efecto de distintos parámetros sobre las emisiones.
53
6 TÉCNICAS DE CONTROL DE EMISIONES
Aunque se sabe que las cámaras de combustión convecionales no suponen ningún desafío técnico,
constituyen la mayor parte de las cámaras de combustión que están actualmente en funcionamiento.
Además, la mayor parte del conocimiento que se posee acerca de los principales factores que influyen
en la formación de contaminantes, el cual está siendo aplicado en las cámaras de combustión de bajo
NOx, fue adquirido a partir del trabajo realizado con las cámaras de combustión convencionales.
Los principales factores a la hora de controlar las emisiones en una cámara de combustión
convencional dependen de:
Temperatura en la zona de combustión primaria y la relación de equivalencia.
Homogeneidad del proceso de combustión en la zona de combustión primaria.
Tiempo de residencia en la zona primaria.
Características del inyector de combustible (con combustibles líquidos).
Carácterísticas de los enfriadores de paredes.
A la hora de evaluar los métodos de reducción de contaminantes, conviene considerar cada especie
contaminante por separado.
6.1 Monóxido de carbono e hidrocarburos inquemados
La presencia de estas especies en los gases de escape es sinónimo de combustión incompleta. Así,
todos los enfuerzos a la hora de reducir las emisiones de CO y UHC se centran en aumentar la
eficiencia de la combustión. Una forma eficaz de conseguirlo es redistribuir el flujo de aire para llevar
la relación de equivalencia de la zona de combustión primaria al punto óptimo situado en torno a 0,8.
Una relación de equivalencia por encima de 1,05 podría incrementar demasiado la velocidad de
combustión, por lo que no se conseguiría reducir las emisiones de estos contaminanres dado que no
disponen del oxígeno necesario para oxidarse a CO2 y H2O. Una buena mezcla de aire-combustible
en la zona de combustión primaria es también esencial para reducir el CO y UHC. Incluso cuando se
está trabajando con la relación de equivalencia óptima, las mezclas pobres pueden producir zonas en
las que la relación combustible-aire es demasiado pobre para proporcionar velocidades de combustión
adecuadas o demasiado rica lo que hace insuficiente el oxígeno disponible para convertir el CO
producido en CO2.
Otra técnica eficaz para reducir las emisiones de CO y UHC es usar menos aire de refrigeración en las
paredes de la cámara, especialmente en la zona primaria. La ‘Figura 21’ muestra el efecto de quitar la
película de aire de refrigeración en las paredes de la cámara de combustión de una turbina de gas
industrial Rolls Royce RB211 trabajando a presión atmosférica.
54
Figura 21. Efecto de eliminar las paredes de refrigeración en las emisiones de CO. (Fuente: Willis,
J.D., Toon, I.J., Schweiger, T., and Owen, D.A., ASME Paper 93-GT-391, 1993.)
Hoy en día, las cámaras de combustión modernas trabajan a 35 bar con un 99% de eficiencia, fina
pulverización y con la mitad de aire de refrigeración en las paredes que los modelos anteriores. De esta
forma, las emisiones de CO y UHC son mínimas para motores de aviación y casi inexistentes para
turbinas de gas industriales. Esto es debido al desarrollo de nuevos materiales y técnicas de fabricación
para revestimientos de paredes, lo que permite operar a mayores temperaturas. Además, con el
desarrollo de nuevos métodos de refrigeración para paredes, tales como la refrigeración por
transpiración y efusión, se requiere mucho menos aire. La ‘Figura 22’ muestra la reducción en las
emisiones de CO debido a las mejoras en la calidad de la pulverización del combustible.
Figura 22. Influencia de la pulverización del combustible en las emisiones de CO. (Fuente: Rink,
K.K. and Lefebvre, A.H., International Journal of Turbo and Jet Engines, 6(2), 113–22, 1989.)
La ‘Figura 23’ muestra que las emisiones de UHC disminuyen bastante al disminuir el tamaño medio
de las partículas. A relaciones de equivalencia bajas, donde las velocidades de combustión tienden a
estar más limitadas por reacciones químicas que por velocidades de evaporación, el tamaño medio de
las partículas no es tan determinante.
55
Figura 23. Influencia de la pulverización del combustible en las emisiones de UHC. (Fuente: Rink,
K.K. and Lefebvre, A.H., International Journal of Turbo and Jet Engines, 6(2), 113–22, 1989.)
6.2 Humos
Los principales factores que afectan a las emisiones de humos son la temperatura del aire introducido
en la cámara de combustión, la presión y las características del inyector de combustible. La influencia
de la temperatura del aire de entrada es compleja porque un incremento de este parámetro sirve para
acelerar tanto la formación de hollín como el agotamiento de este aunque normalmente el resultado
sea una disminución de las emisiones de humos.
En la práctica, la eliminación del humo de escape es básicamente una cuestión de prevenir la aparición
de bolsas ricas en combustible en la llama. El aumento de la inyección de aire en la zona primaria es
siempre beneficioso, especialmente si va acompañado de mezclas completas. Sin embargo, esta
propuesta tiene un alcance limitado debido al efecto adverso que el aumento del aire en la zona
primaria tiene sobre la ignición, los límites de estabilidad de la llama y las emisiones de CO y UHC
durante el ralentí.
El diseño del inyector de combustible y el grado de premezcla antes de la combustión tienen mucha
influencia en que una cámara de combustión dada produzca grandes cantidades de humos. Las bajas
emisiones de humos de los sistemas evaporadores empleados en los motores de Rolls Royce no son
debidas a la evaporación previa del combustible sino a la premezcla del aire y combustible que tiene
lugar en los tubos.
Eliminar la formación de hollín y humos mediante la mezcla de aire y combustible es totalmente
efectiva si se emplea suficiente aire. La introducción del aire a través del inyector de combustible y del
torbellinador es particularmente efectiva a la hora de reducir humos porque el aire circula directamente
a la zona de formación del hollín. Las ventajas de los pulverizadores a chorro (“airblast atomizers”)
sobre los pulverizadores a presión de doble orificio (“dual-orifice pressure atomizers”) son bien
conocidas. No es sólo cuestión de la calidad de la pulverización, aunque ésta es muy significativa a
altas presiones de combustión donde los humos alcanzan sus mayores niveles, sino que la
pulverización a chorro garantiza una mejor mezcla de aire y partículas de combustible. Otra baza
importante de este tipo de pulverizadores es que la calidad de la pulverización es alta en todo el rango
de operación desde la parada a la máxima potencia. Esto es posible gracias al inyector piloto debido a
que no hay interferencia entre éste y los inyectores principales.
56
6.3 Óxidos de nitrógeno
El objetivo principal a la hora de eliminar estas emisiones es reducir la temperatura de la reacción. El
siguiente objetivo es eliminar puntos calientes en la zona de reacción puesto que no tendría sentido
bajar la temperatura de reacción si todavía quedan focos calientes en los cuales la velocidad de
formación de NOx es alta. Finalmente, el tiempo de formación de NOx debería minimizarse. En la
práctica, reducir el NOx en las cámaras de combustión convencionales consiste en añadir más aire en
la zona de combustión primaria para bajar la temperatura de la llama, aumentar la pulverización,
aumentar la caída de presión en el revestimiento para favorecer una mejor mezcla, eliminar focos
calientes de la zona de combustión y disminuir el tiempo de residencia en la cámara de combustión.
Sin embargo, como ya hemos visto anteriormente, la reducción de la temperatura de la llama y el
tiempo de residencia provocan un aumento de las emisiones de CO y UHC. En los últimos veinte años,
una exitosa aplicación de las técnicas anteriores ha permitido reducir notablemente las emisiones de
NOx. En el caso de los motores de aviación esta reducción es del orden del 33%, en las turbinas de gas
industriales que emplean combustibles líquidos se ha reducido a la mitad y en las que utilizan gas
natural se ha reducido a una sexta parte.
6.3.1 Inyección de agua
Como ya sabemos, la formación de NOx depende exponencialmente de la temperatura por lo que una
forma de reducir las emisiones de este contaminante es bajar la temperatura de la zona de combustión.
Introducir una cantidad adicional de aire puede ser efectivo, pero esta técnica no puede ser muy
utilizada porque aumenta la velocidad de la zona de combustión primaria lo que tendría un efecto
negativo en la ignición y en el grado de estabilidad de la combustión.
Una medida alternativa sería introducir un disipador de calor, como agua o vapor, en la zona de
combustión. Esta técnica no es apropiada para motores de aviación pero resulta de interés para grandes
turbinas de gas estacionarias, especialmente si hay disponibles grandes cantidades de agua o vapor.
Dicha técnica ha sido utilizada para controlar las emisiones a los niveles requeridos por la EPA. En
algunos casos, el agua o el vapor se inyecta directamente en la llama o a través de una serie de toberas
situadas en la cabecera de la cámara de combustión o por medio de agujeros localizados en el inyector
de combustible. Por otro lado, la inyección de agua puede tener lugar aguas arriba de la cámara de
combustión, normalmente en el flujo de aire que fluye a la cámara a través del torbellinador principal.
Este método asegura una buena pulverización dado que las gotas más pequeñas son arrastradas por el
flujo de aire a través del torbellinador a la zona de combustión, mientras que las gotas más grandes
inciden sobre los álabes del torbellinador formando una fina película de líquido que es pulverizada por
chorro aguas abajo a medida que este fluye por el borde del álabe.
Cuando se utiliza vapor de agua para reducir las emisiones de NOx, este puede ser inyectado
directamente en la zona de combustión o en el aire que fluye directamente a dicha zona. En algunas
instalaciones, el vapor es inyectado en el aire de descarga del compresor. A pesar de que el método es
sencillo, se desperdicia aproximadamente el 40% del vapor.
La eficacia del agua y vapor para reducir el NOx ha sido demostrada por muchos estudios aunque
ninguno de ellos tiene una aplicación global. Por ejemplo, según Hung [13], la relación entre la
reducción del NOx y la fracción de la masa agua entre la masa de combustible o “X” es la siguiente:
wet NOx/dry NOx = exp −(0.2X2 + 1.41X)
La adición de agua reduce significativamente el NOx térmico mientras que el NOx súbido es reducido
ligeramente. Esto quiere decir que esta técnica resulta más efectiva cuando se realiza en condiciones
de presión y temperatura más elevadas donde la formación de NOx es elevada mientras que a baja
presión y temperatura la mayor parte del NOx es súbito y no sería muy eficaz su empleo.
Sin embargo, esta técnica lleva asociados una serie de inconvenientes:
57
Aumento del coste de capital.
Incremento del consumo de combustible dado que es necesario calentar el agua hasta la
temperatura de entrada a la turbina. Además, la eficiencia disminuye (aproximadamente entre
2-3 %) y aumenta la potencia a la salida (aproximadamente entre 5-6 %) debido al aumento del
gasto que atraviesa la turbina.
Elevados costes de mantenimiento del agua y se requiere una planta separada basada en la
osmosis inversa y en la desionización. Esto se debe a que resulta necesaría agua de gran pureza
para evitar la corrosión y la formación de depósitos en las secciones más calientes aguas debajo
de la cámara de combustión.
Incremento en las emisiones de CO y UHC cuando aumentan las variaciones de presión al
deteriorarse la cámara.
6.3.2 Reducción catalítica selectiva
Este método se basa en transformar el NOx de la corriente de salida de una turbina de gas en nitrógeno
molecular y H2O inyectando amoníaco en presencia de un catalizador. Los gases de escape pasan
primero por un catalizador oxidante para ser mezclados con amoníaco posteriormente antes de entrar
en el catalizador SCR. El catalizador oxidante elimina las emisiones de CO y UHC oxidándolas a CO2
y H2O. El amoníaco debe mezclarse lo mejor posible con los gases de escape del motor.
Posteriormente, los gases pasan por un catalizador (normalmente pentaóxido de vanadio) para que el
NOx de lugar a N2 y H2O. Las reacciones que tienen lugar son:
6NO + 4NH3 → 5N2 + 6H2O
6NO2 + 8NH3 → 7N2 + 12H2O
La inyección de agua o vapor se utiliza al principio para reducir el nivel de NOx por debajo de 40
ppmv permitiendo que el proceso SCR pueda reducirla hasta al menos 10 ppmv. La reducción catálica
selectiva funciona mejor utilizando gas natural como combustible y es bastante intolerante a aquellos
combustibles líquidos con un cierto contenido en azufre. Se requiere que la temperatura de la corriente
de salida esté entre 560 y 670 K limitándose así a sistemas en los que los gases de escape pasan a un
recuperador de calor, normalmente un generador de vapor. Los principales problemas de esta técnica
son que requiere de un sistema de control que regule la cantidad de amoniaco necesaria y un sistema
de monitorización que renueve el suministro de amoniaco en diferentes condiciones de carga. Otros
problemas son el aumento del peso y tamaño del equipo.
6.3.3 Recirculación de gases de escape
El principio de funcionamiento de esta técnica consiste en recircular los productos de la combustión a
la zona de combustión primaria para disminuir la temperatura de la llama tal y como se muestra en la
‘Figura 24’.
58
Figura 24. Esquema de la recirculación de gases de escape. (Fuente: H. Lefebvre, Arthur and R.
Ballal, Dilip. GAS Turbine Combustion Alternative Fuels and Emission. Third Edition. Unites
Estates of America: CRC Press Taylor & Francis Group, 2010. ISBN: 978-1-4200-8604-1.)
Esta técnica tiene un efecto térmico que consiste en la reducción de la concentración de oxígeno en el
aire de entrada, pero a su vez tiene como efecto secundario un incremento en el contenido de H2O y
CO2 debido a la mayor capacidad calorífica de este aire. La principal ventaja de este método consiste
en que no requiere prácticamente ninguna modificación de las cámaras de combustión estándar. Por
otro lado, su principal inconveniente sería la necesidad de colocar un intercambiador de calor gases-
aire. Otro inconveniente sería que sólo pueden utilizarse combustibles muy limpios para evitar
problemas de “fouling” y contaminación.
6.4 Reducción de contaminantes controlando la temperatura de la llama
De todos los factores que afectan a la formación de las emisiones, el más importante es la temperatura
de la zona de combustión. Dicha temperatura varía entre 1000 K cuando se encuentra operando a baja
potencia y 2500 K cuando trabaja con potencias más elevadas. Como se muestra en la ‘Figura 25',
cuando la temperatura de combustión está comprendida entre 1670 K y 1900 K, el nivel de emisiones
de CO y NOx está en 25 y 15 ppmv respectivamente. Por lo tanto, el objetivo de muchos diseños se
basa en mantener dicha temperatura dentro de ese intervalo.
59
Figura 25. Influencia de la temperatura de combustión en las emisiones de CO y NOx. (Fuente: H. Lefebvre,
Arthur and R. Ballal, Dilip. GAS Turbine Combustion Alternative Fuels and Emission. Third Edition. Unites
Estates of America: CRC Press Taylor & Francis Group, 2010. ISBN: 978-1-4200-8604-1.)
6.4.1 Geometría variable
Un sistema de geometría variable ideal sería aquel en el que grandes cantidades de aire entraran aguas
arriba de la carcasa de la cámara de combustión en condiciones de máxima potencia para reducir la
temperatura de la zona de combustión primaria y proporcionar una película de aire de refrigeración
adecuada. Con una disminución en la potencia del motor, aumenta la proporción de aire desviada a la
zona de dilución para mantener la temperatura de la zona primaria dentro de los límites de bajas
emisiones.
Existen diferentes formas de conseguirlo, ya sea mediante torbellinadores de área variable para
controlar la cantidad de aire que pasa a la zona de combustión o compuertas que varían la cantidad de
aire que entra a la zona de dilución tal y como se muestra en la ‘Figura 26’. También sería posible
emplear una combinación de ambas.
Figura 26. Cámara de combustión de geometría variable. (Fuente: Razak, A. M. Y. Industrial gas
turbines. Performance and operability. First Edition. Woodhead Publishing in Mechanical
Engineering. ISBN: 978-1845692056.)
Entre los inconvenientes de los sistemas de geometría variable están que disminuye la fiabilidad, se
60
requieren mecanismos de control más complejos y mecanismos de realimentación que incrementan el
coste y el peso. También podrían encontrarse dificultades para conseguir que los gases de escape
alcanzaran la temperatura deseada, especialmente si la caída de presión admisible en la carcasa varía
demasiado. Sin embargo, conviene pasar por alto estos inconvenientes dado que está técnica tiene la
capacidad de reducir simultáneamente las principales especies contaminantes sin perjudicar el
rendimiento de la combustión. Además, la geometría variable permite que la temperatura de
combustión nunca baje de 1670 K por lo que las velocidades de reacción serán siempre relativamente
elevadas. Esto permite que la zona de combustión sea más corta permitiendo reducir el peso y el
tamaño. Idealmente las cámaras de combustión de geometría variable deberían de utilizarse junto con
sistemas de inyección de combustible de premezcla-prevaporización. Únicamente de esta forma sería
posible evitar que haya zonas con picos de temperatura y alta formación de NOx creadas por gotas de
combustible dentro de la zona de combustión.
6.4.2 Combustión escalonada
Con sistemas de geometría variable, la temperatura de combustión es controlada dentro de límites muy
estrechos desplazando el aire de una zona a otra sin variaciones de potencia en el motor. Por otro lado,
en cámaras de combustión escalonada la distribución del flujo de aire permanece constante mientras
que el flujo de combustible cambia de una zona a otra para mantener constante la temperatura de
combustión.
Una técnica de combustión escalonada es la denominada inyección selectiva de combustible
(“selective fuel injection”) que aparece en la ‘Figura 27’. Esta técnica consiste en suministrar el
combustible combinando inyectores de combustible apagados o encendidos durante el funcionamiento
en ralentí del motor. Con potencias superiores se emplearán todos los inyectores. El principal objetivo
de esta técnica es aumentar la relación de equivalencia y por lo tanto la temperatura de las zonas de
combustión localizadas cuando se trabaja a baja potencia. Esta técnica no solo reduce las emisiones de
CO y UHC sino que amplía los límites de apagado de llama (“lean blowout limit”) a relaciones de
equivalencia más bajas. Su principal inconveniente se encuentra en el enfriamiento de las reacciones
químicas que tienen lugar en los bordes exteriores de las zonas de combustión individuales. Este
enfriamiento disminuye la eficiencia de la combustión e incrementa la formación de CO y UHC.
Además, la distribución no uniforme de la temperatura de salida provoca una pérdida de rendimiento
en la turbina.
61
Figura 27. Inyección de combustible selectiva. (Fuente: H. Lefebvre, Arthur and R. Ballal, Dilip. GAS
Turbine Combustion Alternative Fuels and Emission. Third Edition. Unites Estates of America: CRC
Press Taylor & Francis Group, 2010. ISBN: 978-1-4200-8604-1.)
Estas limitaciones han llevado al desarrollo de las denominadas “cámaras de combustión escalonadas”
que no intentan conseguir todos los objetivos en una única zona de combustión. En su lugar, emplean
dos o más zonas cada una de las cuales está diseñada para optimizar ciertos aspectos del proceso de
combustión. Una cámara de combustión escalonada suele tener una zona primaria ligeramente cargada
que proporciona el aumento de temperatura necesario para controlar el motor en condiciones de baja
potencia. Esta trabaja con relaciones de equivalencia en torno a 0,8 para conseguir una alta eficiencia
de la combustión y bajas emisiones de CO y UHC. Con potencias superiores, su función es actuar
como fuente de calor para la zona de combustión principal suministrándole una premezcla de aire y
combustible. Cuando trabaja a máxima potencia, la relación de equivalencia de ambas zonas se
mantiene en torno a 0,6 para minimizar los NOx y humos.
Por otra parte, una elección importante a la hora del diseño es si la combustión escalonada tendrá lugar
en serie o en paralelo. A continuación, se explicarán las características, ventajas e inconvenientes de
cada configuración.
6.4.2.1 Combustión escalonada radial o en paralelo
Este se suele denominar escalonamiento radial (“radial staging”) y emplea una doble cámara de
combustión anular como se muestra en la ‘Figura 28’. Una de estas cámaras está diseñada para trabajar
a cargas bajas y proporcionar el aumento de temperatura necesario durante el arranque, paradas y
ralentí del motor. En ralentí, la relación de equivalencia de la zona de combustión es seleccionada para
minimizar las emisiones de CO y UHC. La otra consta de una pequeña zona de combustión de corto
tiempo de residencia y baja relación de equivalencia para minimizar la formación de NOx y humos.
62
Figura 28. Cámara de combustión anular doble de General Electric. (Fuente: Bahr, D.W., Journal of
Propulsion and Power, 3(2), 179–86, 1987.)
La principal ventaja de estas cámaras de combustión es que consigue todos los objetivos de la
combustión con aproximadamente la misma longitud que las cámaras de combustión convencionales
lo que reduce tanto el peso del motor como los problemas dinámicos en el rotor. Si las bóvedas de las
etapas interna y externa se disponen radialmente en línea, la boca del inyector de combustible en ambas
etapas puede tener la misma alimentación. Esto significa que los principales inyectores de combustible
de cada etapa son enfriados por un flujo continuo de combustible piloto evitándo así el bloqueo de las
principales toberas que, a pesar de que están sin combustible, están expuestas al calor del motor.
No obstante, esta técnica cuenta con una serie de inconvenientes. Uno de ellos es que todas las zonas
están alimentadas con aire a la temperatura de salida del compresor, lo que significa que tienen el
mismo límite de extinción de llama. Además, la reducción de contaminantes conlleva un incremento
de complejidad en el diseño así como un incremento en el número de inyectores de combustible. La
superficie de la carcasa también aumentará por lo que se demanda una mayor cantidad de aire de
refrigeración que tiene un efecto negativo en el diseño. Otro efecto adverso es el desajuste del perfil
de temperatura, que podrían modificarse en posición radial como consecuencia de la combustión
escalonada, afectando negativamente a las secciones calientes aguas abajo de la cámara de combustión.
6.4.2.2 Combustión escalonada axial o en serie
En la combustión escalonada “en serie” o “axial”, una parte del combustible es inyectado en una zona
de combustión primaria convencional y posteriormente se inyecta combustible adicional, normalmente
premezclado con aire, aguas abajo en una zona de combustión secundaria. Dicha zona, trabaja con
relaciones de equivalencia bajas para minimizar la formación de NOx y humos. La zona de combustión
primaria se utiliza en el arranque del motor y genera el aumento de temperatura necesario para
aumentar la velocidad de giro del motor durante el ralentí. Con potencias superiores, la función de la
zona primaria consiste en suministrar el calor necesario para iniciar una rápida combustión del
combustible, que es inyectado en la zona secundaria, hasta que el motor alcance su máxima potencia.
Dicha combustión será iniciada y mantenida por los gases calientes que salen de la zona piloto. La
zona de combustión piloto (“pilot stage”) está diseñada para conseguir una alta eficiencia de la
combustión (bajas emisiones de UHC y CO) y ampliar los límites de estabilidad. En la ‘Figura 29’ se
puede ver un esquema de este tipo de cámaras.
63
Figura 29. Esquema de una cámara de combustión escalonada axialmente. (Fuente: H. Lefebvre,
Arthur and R. Ballal, Dilip. GAS Turbine Combustion Alternative Fuels and Emission. Third Edition.
Unites Estates of America: CRC Press Taylor & Francis Group, 2010. ISBN: 978-1-4200-8604-1.)
Esta disposición presenta una serie de ventajas sobre la configuración radial. Como la zona principal
está ubicada a continuación de la zona piloto, su encendido a partir de la zona piloto es mucho más
rápido y seguro. Además, el flujo de gases calientes desde la zona piloto a principal asegura una
combustión eficiente, incluso a relaciones de equivalencia bajas.
El principal inconveniente de la combustión escalonada axial es que la disposición en serie de las
etapas aumenta el tamaño de la cámara. En comparación con las cámaras de combustión
convencionales, la cantidad de superficie que debe ser refrigerada es mayor. Los inyectores de
combustible en dos etapas de combustión requieren dos brazos de alimentación separados, lo que
implica realizar dos huecos en la carcasa.
6.5 Cámaras de combustión secas bajas en NOx o DLN
Para el diseño de las cámaras de combustión secas bajas en NOx (“Dry Low NOx Combustors” o
“DLN”) hay dos objetivos que se deben tener en cuenta. El primer requisito es conseguir bajos niveles
de emisiones a carga base para combustibles líquidos y gaseosos, así como controlar la variación del
nivel de emisiones para un amplio rango de funcionamiento del motor. El otro requisito es alcanzar
una combustión estable para cualquier condición de funcionamiento, una buena respuesta del sistema
para rápidos cambios de carga, niveles aceptables de ruido y, si fuera necesario, la capacidad de
cambiar de un combustible gaseoso a líquido y viceversa. Esto se consigue por medio de las siguientes
modificaciones:
Combustión pobre: una relación de equivalencia igual uno indica una relación estequiométrica
combustible-aire. Relaciones de equivalencia por debajo de uno indican condiciones de poco
combustible en la combustión. Con combustión pobre, el exceso adicional de aire enfria la llama,
lo cual reduce la temperatura de llama pico y reduce la tasa de formación térmica de NOx.
Reducción del tiempo de combustión: en todos los diseños de cámaras de combustión de turbina
de gas, los gases de combustión a alta temperatura son diluidos con aire a una temperatura
aceptable antes de entrar en la turbina. Con la reducción del tiempo de combustión, la dilución
de aire es más rápida que con las cámaras de combustión estándares. Debido a que los gases de
combustión están a una temperatura elevada por un período de tiempo más corto, la formación
térmica de NOx decrece.
Cámaras de combustión de premezcla pobre: en un diseño de un combustor de premezclado
pobre, el aire y el combustible son premezclados con una relación de equivalencia muy pobre,
64
antes de ser introducidos en la zona de combustión. El exceso de aire en mezclas pobres logra
temperaturas de combustión más bajas, lo cual reduce significativamente la tasa de formación
de NOx. La combustión premezclada pobre no es tan efectiva para reducir los niveles de NOx si
se queman combustibles con alto nitrógeno.
Cámara de combustión de dos etapas: Estas queman mezclas ricas en la zona primaria y pobres
en la zona secundaria. La combustión incompleta en condiciones de mezcla rica en la zona
primaria produce una atmósfera con una alta concentración de CO e hidrógeno (H2). El CO y
H2 reemplaza algo del oxígeno para la formación de NOx y también actúa como un agente
reductor para los NOx formados en la zona primaria. Así, el nitrógeno del combustible es
liberado con una mínima conversión a NOx.
A continuación, se van a explicar algunos diseños de varios fabricantes en su esfuerzo por lograr bajas
emisiones en el proceso de combustión sin tener que recurrir a la inyección de agua o vapor.
6.5.1 Tecnología Solar Dry Low-Emissions
Solar Turbines ha sido las pionera en el desarrollo de cámaras de combustión DLN. La ‘Figura 30’
muestra la sección transversal de un inyector de combustible para una cámara multican.
Figura 30. Inyector de combustible Solar low-NOx para gas natural. (Fuente: Smith, K.O., Angello,
L.C., and Kurzynske, F.R., ASME Paper 86-GT-263, 1986.)
Se utiliza un torbellinador de 18 paletas para darle un alto grado de rotación al aire primario, el cuál
sirve para homogeneizar la mezcla e inducir un flujo recirculatorio en la zona primaria. El montaje del
inyector de combustible o torbellinador de aire permite tres tipos diferentes de inyección de
combustible como se muestra en la figura anterior. Es posible conseguir una mezcla mejor inyectando
combustible gaseoso a través de los 18 conductos, cada uno de los cuales está situado entre un par de
paletas torbellinadoras y constan de seis agujeros de 0,89 mm de diámetro. Las pruebas realizadas con
este tipo de inyectores muestran que está tecnología es capaz de conseguir emisiones de NOx por
debajo de 10 ppmv a presiones superiores a 1,1 MPa, junto con bajos niveles de CO y UHC.
El sistema de inyección de combustible explicado anteriormente fue adaptado para combustibles
líquidos como se observa en la ‘Figura 31’.
65
Figura 31. Inyector de combustible Solar low-NOx para combustibles líquidos. (Fuente: Smith, K.O.
and Cowell, L.H., ASME Paper 89-GT-264, 1989.)
Este sistema emplea dos formas de inyección de combustible. Una de ellas (“inner filming”) implica
el paso del combustible por el cuerpo central del torbellinador. El combustible pasa a la superficie
exterior a través de ocho huecos localizados alrededor de la circunferencia formada por el tubo central.
Este se evapora y se mezcla con el aire al mismo tiempo que la película avanza a través del cuerpo
central y la zona primaria. La otra (“outer filming”) trabaja de la misma forma, pero la formación de
la película de combustible tiene lugar en la superficie exterior del canal cilíndrico del torbellinador de
aire. Las pruebas realizadas en estos inyectores muestran que los niveles de NOx eran más bajos con
la película interna o con ambas a la vez. La cámara de combustión produjo 12 ppmv de NOx a 0,6 MPa
y 20 ppmv a 0,9 MPa mientras que el CO siempre se mantiene por debajo de 50 ppmv.
6.5.2 Quemador híbrido de Siemens
Figura 32. Quemador Híbrido de Siemens. (Fuente: Angello, L. and Lowe, P., ASME Paper 89-
GT-254, 1989; Bonzani, F., Di Meglio, A., Pollarolo, G., Prade, B., Lauer, G., and Hoffmann, S.,
Presented at Power-Gen Europe ‘97, Madrid, June 1997.)
66
Este quemador fue originalmente diseñado para trabajar con llamas de premezcla o de difusión. Tiene
dos conductos de aire separados, uno interno (“axial swirler”) que actua con un torbellinador axial a la
salida y otro concéntrico denominado torbellinador diagonal (“diagonal swirler”) debido a su
inclinación con respecto al axial. El tubo interno, el cual lleva alrededor del 10% del aire total, alberga
el difusor del gas (“gas-diffusion”) y los quemadores piloto. Durante el arranque y la operación a carga
baja, todo el combustible es confinado en este conducto. A medida que aumenta la carga, se alcanza
una relación combustible/aire tal que los quemadores pasan de modo difusión a premezcla.
Posteriormente, el gas se inyecta en el conducto externo de aire a través de pequeños tubos de
premezcla cada uno de los cuales contiene diez agujeros. Esta disposición garantiza una alta
uniformidad radial y circunferencial de la mezcla de aire y combustible que entra en la zona de
combustión de premezcla. Por medio de quemador piloto situado en el conducto interno se garantiza
una buena estabilidad de la combustión.
En resumen, el sistema funciona como un quemador de difusión a cargas bajas del motor y como un
quemador de premezcla a cargas más elevadas. Para combustibles líquidos, el quemador está equipado
con un quemador central. Además, una tobera para la inyección de agua o vapor en la llama de difusión
asegura que las emisiones de NOx puedan ser reducidas en todo el rango de funcionamiento del motor.
Este quemador ha sido designado como un sistema de bajas emisiones para motores de 150 MW y ha
logrado un nivel de emisiones de NOx de 9 ppmv cuando se quema gas natural. Su flexibilidad ha
quedado demostrada en el motor THM 1304. Esta turbina de gas de 9 MW de doble eje cuenta con
dos cámaras de combustión situadas en la parte superior de la carcasa del motor. Las emisiones de
NOx son inferiores a 5 ppmv quemando gas natural al 75% y 100% de carga.
En las nuevas cámaras de combustión anulares híbridas de Siemens, el número de quemadores se
mantiene en 24 para conseguir un patrón de temperaturas adecuado.
6.5.3 Cámara de combustión DLN de General Electric
Esta cámara es un diseño en doble etapa para aplicaciones con gas natural en grandes turbinas de gas
pero capaz de trabajar con combustibles líquidos diluidos para controlar el NOx. Este sistema consta
de cuatro componentes principales (toberas de aire primario, carcasa, venturi y cuerpo central) para
proporcionar tres zonas de combustión:
1. Zona de combustión primaria que se extiende desde las seis toberas principales ubicadas en la
cubierta del final del cuerpo central (“cap/centerbody”).
2. Zona secundaria que abarca desde la salida del cuerpo central hasta los orificios de dilución.
3. Zona de dilución que se extiende desde dichos orificios hasta el final de la carcasa.
Esta cámara tiene cuatro modos diferentes de funcionamiento:
67
Figura 33. Esquemas de funcionamiento de GE DLN: (a) primario; (b) pobre-pobre y (c) premezcla. (Fuente:
Maughan, J.R., Luts, A., and Bautista, P.J., ASME Paper 94-GT-252, 1994.)
1. Primario: el apagado se consigue con un flujo de combustible a través de las toberas principales
y el aire de combustión primario entra a través de los torbellinadores que rodean cada tobera.
Este modo se emplea para acelerar, durante el encendido y cuando se opera al 40% de carga.
2. Pobre-Pobre (“Lean-Lean”): cuando aumenta la carga del motor (entre el 20 y 50%), el
combustible es suministrado a la zona secundaria desde cuatro tubos radiales procedentes del
cuerpo central. El combustible se mezcla con aire y después circula al final del cuerpo a través
de un torbellinador para estabilizar la zona de combustión secundaria. De este modo, la zona
primaria y secundaria trabajan con relaciones de equivalencia bajas.
3. Secundario: el combustible suministrado a la zona primaria disminuye a medida que aumenta el
inyectado en la zona secundaria hasta que la llama se extingue en la zona primaria.
4. Premezcla: el combustible es reintroducido a través de las toberas primarias, y la zona de
combustión primaria (ahora premezclada) se desplaza aguas abajo del venturi de la carcasa
donde es encendida por la zona secundaria. El venturi consiste en una sección convergente-
divergente que acelera el flujo de la primera etapa. Esto crea una zona de recirculación toroidal
sobre la superficie cónica posterior para estabilizar la zona de combustión primaria en modo
premezcla. Este modo da lugar a las emisiones más bajas y puede alcanzar niveles de NOx y CO
de 9 y 25 ppm respectivamente en cuando se trabaja con gas natural a carga base. Con
combustibles líquidos se podrían alcanzar niveles parecidos a las cámaras convencionales con
carga por debajo del 20%. Con inyección de agua se alcanzan niveles de 42 ppmv de NOx y 20
ppmv de CO a carga base quemando derivados del petróleo.
6.5.4 Quemador ABB EV
Cada quemador está formado por dos conos superpuestos que dan lugar a dos ranuras diametralmente
opuestas de anchura constante para la entrada de aire como se puede apreciar en la ‘Figura 34’.
68
Figura 34. Funcionamiento del quemador de premezcla cónico ABB EV. (Fuente: Sattelmayer, T.,
Felchin, M.P., Haumann, J., Hellat, J., and Styner, D., Journal of Engineering for Gas Turbines and
Power, 114(1), 118–25, 1992.)
Los combustibles gaseosos son inyectados junto con el flujo de aire en las ranuras por medio de dos
tubos distribuidores del combustible que contienen pequeños orificios. Después de la inyección se
obtiene una mezcla bastante completa que fluye por fuera del cono hacia la zona de la llama. Una
característica representativa de estos quemadores es que la estabilidad de la llama se consigue en el
espacio libre cerca de la salida del quemador debido a la ruptura repentina de la turbulencia del flujo.
Los combustibles líquidos son inyectados en el vértice del cono por medio de algún tipo de
pulverizador de aire. Dicho combustible no está completamente evaporado cuando alcanza la zona de
estabilización y por tanto una llama de difusión penetra aguas arriba del quemador, lo cuál explica por
que no es necesaria una zona piloto para conseguir una adecuada estabilidad de la llama. Además,
como la llama nunca toca el cuerpo del cono este se mantiene limpio y con una temperatura
relativamente baja.
Una de las principales ventajas de estos quemadores es que se pueden escalar para los diferentes tipos
de motores y cámaras de combustión, únicamente con pequeñas modificaciones. El motor ABB
GTX100 es un monoeje de 43 MW que cuenta con una cámara de combustión anular de 30
quemadores de este tipo. Las emisiones alcanzadas entre el 50 y el 100% de plena carga son 15 ppmv
de NOx y CO con combustibles gaseosos y 25 ppmv de NOx y CO con combustible líquido.
6.5.5 Quemador industrial Rolls Royce RB211
Las turbinas de gas aeroderivadas permiten una mayor flexibilidad en el funcionamiento y un elevado
número de ellas de pequeño y mediano tamaño para aplicaciones industriales han sido derivadas de
motores de aviación. Este es el caso del Rolls Royce RB211 cuya cámara de combustión anular ha
sido sustituida por nueve cámaras de combustión de flujo inverso dispuestas radialmente, como se
muestra en la ‘Figura 35’.
69
Figura 35. Cámara de combustión DEL del Rolls Royce RB211. (Fuente: Willis, J.D., Toon, I.J.,
Schweiger, T., and Owen, D.A., ASME Paper 93-GT-391, 1993.)
Esta disposición supone un incremento del 80% en el volumen de combustión. La zona de combustión
primaria está alimentada por dos torbellinadores que giran en sentido contrario, con varios orificios
para inyectar el combustible gaseoso. El conducto secundario de mezcla está rodeado por la cámara
de combustión primaria, pero ambas están separadas por un conducto anular que proporciona el aire
de refrigeración. El combustible gaseoso se inyecta en el conducto secundario desde 36 bocas de
inyección equidistantes, cada una de las cuales contiene seis orificios. Los ensayos realizados con esta
cámara de combustión DLE axialmente escalonada muestran bajas emisiones de NOx y CO para una
amplia gama de potencias y temperaturas sin la necesidad de recurrir a la geometría variable. Además,
se ha demostrado que la uniformidad del combustible antes de la combustión es esencial para lograr
bajas emisiones a altas presiones. A plena carga este motor produce 17,4 ppmv de NOx y 5 ppmv de
CO.
6.5.6 Cámara de combustión LM6000 de General Electric
Otro ejemplo de turbina de gas aeroderivada muy utilizada es la LM6000 de General Electric. Su
cámara de combustión de premezcla requiere el doble de volumen que la cámara de combustión anular
a la que sustituye obteniendo bajos niveles de CO y UHC mientras reduce enormemente las emisiones
de NOx. Una parte del aire empleado en la combustión, cuya energía máxima es de alrededor del 80%
del flujo total, circula por la zona de combustión a través de tres anillos de premezcla como se observa
en la ‘Figura 36’.
70
Figura 36. Cámara de Combustión DLE LM6000 de GE. (Fuente: Leonard, G. and Stegmaier, J.,
Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 116, 542–6, 1993.)
El anillo interior tiene 15 premezcladores mientras que los otros dos tienen 30 siendo agrupados todos
ellos en grupos de tres. De esta forma se facilita el escalonamiento del combustible a carga parcial.
Utiliza una carcasa anular para minimizar la cantidad de aire necesaria para la refrigeración de las
paredes. Sólo se refrigera la cara posterior por lo se aplica un revestimiento térmico a la carcasa y a la
bóveda para mantener la temperatura del metal dentro de límites aceptables. Además, el empleo de un
difusor multipaso proporciona una reducción adicional de la longitud de la cámara. Un aspecto de
especial importancia para conseguir bajas emisiones es el diseño de los premezcladores.
El mezclador DACRS (“Double Counter Rotating Swirler”) fue concebido para satisfacer las
restricciones de la autoignición y el tamaño. El diámetro del conducto se va reduciendo a medida que
llega a la salida para acelerar el flujo mientras que el cuerpo cónico central resultante se emplea para
suministrar combustible líquido a un pulverizador y garantizar el paso del gas para la difusión de la
combustión en condiciones de baja potencia. El objetivo de este dispositivo es obtener una mezcla
completamente homogénea de combustible y aire a la salida del premezclador.
Figura 37. Sección transversal del mezclador DACRS I. (Fuente: Joshi, N.D., Epstein, M.J.,
Durlak, S., Marakovits, S., and Sabla, P. E., ASME Paper 94-GT-253, 1994.)
La primera configuración de este tipo de mezcladores es el DACRS I que aparece en la ‘Figura 37’.
El combustible es inyectado radialmente hacia el exterior de la corriente de aire desde los orificios del
cuerpo central justo aguas debajo del torbellinador. Esta configuración ofrece una insatisfactoria
inyección del combustible por lo que se añadieron ocho distribuidores radiales en lugar de los orificios
del cuerpo central. Esta configuración denominada DACRS II aparece en la ‘Figura 38’.
71
Figura 38. Sección transversal del mezclador DACRS II. (Fuente: Joshi, N.D., Epstein, M.J.,
Durlak, S., Marakovits, S., and Sabla, P. E., ASME Paper 94-GT-253, 1994.)
Cada distribuidor tiene tres orificios para inyectar el combustible gaseoso perpendicularmente al flujo
de aire. Las pruebas realizadas con este mezclador mostraros que las emisiones de NOx pueden llegar
a ser de un solo dígito. Otra innovación en este diseño se llevo a cabo mediante la incorporación de
orificios de inyección de combustible en los álabes del torbellinador. Este diseño que aparece en la
‘Figura 39’ pasaría a llamarse DACRS III.
Figura 39. Sección transversal del mezclador DACRS III. (Fuente: Joshi, N.D., Epstein, M.J.,
Durlak, S., Marakovits, S., and Sabla, P. E., ASME Paper 94-GT-253, 1994.)
En este caso el combustible sería inyectado a través de tres orificios en el borde de salida de cada álabe
del torbellinador externo. El combustible es suministrado en el hueco de los álabes exteriores a través
de un colector situado en la parte exterior del conducto de premezcla. Los niveles de emisiones
obtenidos con esta configuración son muy similares a los del DACRS II.
6.5.7 Cámara de combustión Allison GT100
Se compone de una cámara previa en la que el combustible se evapora y se mezcla con el aire, una
cámara piloto y de ignición y de la cámara cilídrica principal.
72
Figura 40. Cámara de combustión Allison AGT100. (Fuente: Rizk, N.K. and Mongia,
H.C., Twenty-Third Symposium (International) on Combustion, 1063–70, The
Combustion Institute, Pittsburgh, PA, 1990.)
La precámara contiene un cuerpo central que alberga el inyector de combustible principal y una tobera
piloto, la cual es empleada sólo para el arranque y la aceleración del motor en ralentí. El combustible
principal se introduce desde un colector que rodea la precámara. La formación de la película de
combustible se consigue a través de ocho orificios tangenciales a la superficie de la precámara. La alta
temperatura del aire de entrada y las paredes de la precámara favorecen la rápida evaporación del
combustible. Con potencias superiores se introducice aire adicional por medio de un torbellinador
radial.
El arranque de la cámara de combustión se inicia en una pequeña cámara piloto situada cerca de la
cámara de combustión principal. La mezcla de combustible y aire vaporizada circula a la cámara
principal a través de una abertura circular en el centro de la bóveda. A alta potencia, se inyecta aire
adicional por medio de ocho orificios perforados de tal forma que induzcan un movimiento de
torbellino en la corriente.
La geometría variable se emplea para controlar la estequiometría de la zona primaria, en forma de
bandas de deslizamiento, regulando las secciones de los orificios de dilución y del torbellinador de la
cámara de combustión. A baja potencia, la mayor parte del aire fluye a través de los orificios de
dilución. Por otra parte, a medida que aumenta el flujo de combustible, estas se mueven para
incrementar el flujo de aire a través del torbellinador y para reducirlo en los orificios de dilución. Esta
geometría variable permite al AGT100 producri 5,0 y 37 g/kg de combustible de NOx y CO
respectivamente.
6.6 Cámaras LPP o “Lean Premix Prevaporize Combustion”
Una característica muy común de las cámaras de combustión DLN es su esfuerzo por eliminar zonas
localizadas de alta temperatura dentro de la llama por medio de la mezcla de aire y combustible antes
de la cámara de combustión. Las cámaras de combustión LPP suponen el último avance en esta
materia. Su principio fundamental es alimentar la zona de combustión con una mezcla de aire y
combustible completamente homogénea y que dicha zona pueda trabajar con una relación de
equivalencia cercana al límite de tendencia a la detonación (“lean blowout limit”). A medida que
disminuya la diferencia entre la estabilidad de la combustión y la tendencia a la detonación, menor será
la emisión de NOx.
73
Una cámara de combustión LPP está dividida en tres partes. En la primera tiene lugar la inyección del
combustible, la vaporización del combustible y la mezcla de aire y combustible. Su objetivo consiste
en evaporar el combustible y completar la mezcla antes de la combustión. Suprimiendo la combustión
de gotas y suministrando una mezcla homogénea de baja relación de equivalencia, la combustión
tendrá lugar a baja temperatura y, por tanto, se formará muy poco NOx. La segunda zona sirve para
estabilizar la llama mediante varias zonas de recirculación y para completar la combustión. Los
productos resultantes pasan a la de dilución. En estas cámaras no se forma carbono, que no sólo elimina
la formación de hollín sino que reduce el calor transferido a la carcasa por radiación, por lo que se
requiere menos cantidad de aire de refrigeración. Esto es importante dado que habrá una mayor
cantidad de aire disponible para disminuir la temperatura de la zona de combustión.
Otra ventaja de estas cámaras es que las emisiones de NOx no aumentan con el tiempo de residencia a
temperaturas por encima de 1900 K. De esta forma se podrá aumentar el tiempo de residencia en la
cámara para disminuir las emisiones de UHC y CO. Esta técnica da lugar a cámaras de combustión
de premezcla pobre (“Lean Premixed” o “LPM”) cuyo volumen es el doble que el de cámaras de
combustión convencionales.
El principal inconveniente es que se necesita demasiado tiempo para la evaporación del combustible
y la premezcla provocando el autoencendido cuando se trabaja a alta potencia en condiciones de
presión y temperatura elevadas.
6.6.1 Premezcla de aire y combustible
Una mezcla homogénea de combustible tiene la ventaja de que reduce significativamente la posibilidad
de autoencendido. El autoencendido no debe confundirse con la detonación a pesar que guarde una
estrecha relación con esta última. Se trata de la inflamación de la mezcla aire-combustible sin la
intervención de la chispa eléctrica de las bujías y es debido fundamentalmente a la existencia de puntos
calientes. Aunque las mezclas pobres en combustible tienden a tener grandes tiempos de retraso para
el autoencendido, las imperfecciones en la mezcla dan lugar a regiones localizadas en las que la
relación de equivalencia supera el valor promedio y los retrasos en el encendido o ignición se reducen
en gran medida. Por lo tanto, un grado de homogeneidad elevado es esencial, no sólo para conseguir
bajas emisiones de NOx, sino para solucionar el problema del autoencendido.
La influencia de la no homogeneidad de la mezcla ha sido estudiada tanto teóricamente como
experimentalmente. Lyons [14] utilizó un inyector selectivo para conseguir diferentes relaciones de
equivalencia a través del tubo de llama. Los resultados mostraron que la discontinuidad en la relación
de equivalencia dio lugar a un incremento en las emisiones de NOx para relaciones de equivalencia
por debajo de 0,7 y una disminución de las emisiones de NOx para mezclas casi estequiométricas.
Flanagan et al. [15] utilizaron un tubo de mezcla simple equipado con un estabilizador de la llama a su
salida. Cambiando la situación del inyector de combustible de gas natural a lo largo de la longitud del
tubo, el grado de la mezcla de aire y combustible que se aproximaba al estabilizador podía variar.
Cuando el equipo trabajaba con una relación de equivalencia de 0,66 se registró que las emisiones de
NOx habían aumentado casi cinco veces desde unas condiciones en las que la mezcla era óptima a unas
en las que estaba incompleta.
Por otra parte, numerosos estudios han demostrado que la utilización de mezcladores mecánicos
permite obtener un grado de premezcla muy satisfactorio. Estos mezcladores son utilizados para
mezclas de gases y líquidos en la ingeniería de procesos a pesar de que todavía no han despertado
interés para su aplicación en cámaras de combustión.
6.7 Cámaras de combustión RQL
Las cámaras de combustión RQL fueron introducidas en 1980 como una estrategia para reducir los
óxidos de nitrógeno en las turbinas de gas. Más tarde, en la década de los 90, el diseño fue abordado
por la Administración Nacional de la Aeronáutica y del Espacio o “NASA” (“National Aeronautics
and Space Administration”) para reducir las emisiones de NOx en la nueva generación de motores de
74
aviación. Hoy en día, las cámaras RQL son el pilar de las cámaras de combustión en motores de
aviación desarrollados por la empresa Pratt & Whitney bajo el nombre de “TALON” (“Technology
for Advanced Low NOx”). Debido a condiciones de seguridad y rendimiento, es preferible emplear
estas cámaras en aplicaciones con motores de aviación que trabajen con premezclas pobres. En
aplicaciones con turbinas de gas industriales, la tecnología de las cámaras de combustión de premezcla
pobre o “LPN” es la más común. Las consideraciones de seguridad no son tan severas, el ciclo de
trabajo está más restringido y la reducción de las emisiones de NOx es mayor. Sin embargo, está
creciendo el interés por la tecnología de las cámaras RQL en aplicaciones industriales debido a que es
más efectiva trabajando con combustibles de composición compleja o variable.
El principio que fundamenta las cámaras de combustión RQL o “Rich-Burn, Quick-Quench, Lean-
Burn Combustor” se muestra en la ‘Figura 41’.
Figura 41. Principio de funcionamiento de una cámara de combustión RQL. (Fuente: H.
Lefebvre, Arthur and R. Ballal, Dilip. GAS Turbine Combustion Alternative Fuels and Emission.
Third Edition. Unites Estates of America: CRC Press Taylor & Francis Group, 2010. ISBN: 978-
1-4200-8604-1.)
La combustión se inicia en la zona primaria rica, donde una fracción del aire reacciona con todo el
combustible dando lugar a productos ricos en combustible. Por consiguiente, se tendrán bajas
velocidades de formación de NOx debido a los efectos combinados de baja temperatura y falta de
oxígeno. En esta zona se trabajan con relaciones de equivalencia comprendidas entre 1,2 y 1,8. Una
mayor relación de equivalencia sería incluso más efectiva para reducir las emisiones de NOx pero,
como se ha visto anteriormente, se produciría una excesiva formación de hollín y humos. Para
garantizar un buen rendimiento de la combustión, el combustible debe ser finamente pulverizado y
uniformemente distribuido por toda la zona primaria. La introducción progresiva de aire en los
productos que salen de la zona primaria aumenta la temperatura y el contenido en oxígeno, acelerando
en gran medida la formación de NOx, que corresponde a “High NOx route” en la ‘Figura 41’. Sin
embargo, si el aire adicional requerido para completar el proceso de combustión y para reducir la
temperatura de los gases pudiera ser mezclado instantáneamente y uniformemente con los productos
de la zona de combustión primaria, el proceso de combustión correspondería a “Low NOx route”. Esto
sirve para demostrar la importancia del proceso de enfriamiento rápido o “Quick-Quench section” para
el éxito de una cámara de combustión RQL. A continuación, se muestra un esquema de este tipo de
cámaras de combustión:
75
Figura 42. Esquema de una cámara de combustión RQL. (Fuente: Khosravy, M. Chapter 6: Review
of the New Combustion Technologies in Modern Gas Turbines. Benini, Ernesto. Progress in Gas
Turbine Performance (pp 145-164). Third License. INTECH, 2013. ISBN: 978-953-51-1166-5. <
http://dx.doi.org/10.5772/54403>)
Por otra parte, el patrón que debe seguir el flujo de aire de la zona primaria debe estar diseñado de
forma que evite la aparición de zonas de recirculación lo que podría aumentar el tiempo de residencia
y, en consecuencia, la formación de NOx. Además de reducir el NOx térmico, la combustión de la
mezcla inicial rica en combustible también reduce la formación de NOx a partir del nitrógeno contenido
en el combustible o “FBN” convirtiendo gran parte de éste en N2. Por lo general, la combustión de la
mezcla pobre tiene lugar con relaciones de equivalencia entre 0,5 y 0,7. Después de haber conseguido
los requisitos de la combustión y haber refrigerado la carcasa, el aire restante puede emplearse como
aire dilución para conseguir una temperatura de salida que permita garantizar la máxima durabilidad
de la turbina.
Figura 43. Relación de equivalencia aproximada en las regiones de una Cámara RQL. (Fuente:
Samuelsen, Scott. Rich Burn, Quick-Mix, Lean Burn (RQL) Combustor.)
En algunos diseños, el aire para pulverizar está dispuesto de forma que circule por el exterior de la
carcasa antes de entrar al inyector de combustible. Este enfriamiento convectivo es una importante
mejora dado que la película de refrigeración convencional en la zona rica crearía puntos con mezclas
casi estequiométricas que producirían elevados niveles de NOx.
El diseño de cámaras de combustión RQL tuvo como objetivo su aplicación en la aviación por parte
de la empresa Pratt & Whitney así como otros laboratorios estadounidenses como parte del programa
“HSCT” o “High Speed Civil Transport” de la NASA. El objetivo de este programa era demostrar la
posibilidad de alcanzar niveles de NOx en torno a 3-8 gramos por kilogramo de combustible (alrededor
de 40-100 ppmv) en condiciones de crucero supersónicas utilizando queroseno como combustible. La
mayor parte de los trabajos realizados hasta el momento con estas cámaras han confirmado su potencial
para la combustión de bajo NOx y baja conversión de FBN a NOx. Con combustibles de bajo poder
calorífico, la conversión de NH3 en NOx se reduce en gran medida. En comparación con las cámaras
convencionales, las cámaras de combustión RQL tienen mejor ignición y menos tendencia a la
detonación. En comparación con las cámaras escalonadas, éstas tienen la ventaja de necesitar menos
inyectores de combustible. Sin embargo, para conseguir estas características se necesitan mejoras
76
significativas para conseguir un rápido enfriamiento. Con combustibles líquidos, aparecen otros
problemas como la elevada formación de hollín en la zona primaria rica en combustible que puede
aumentar la radiación de la llama y los humos de escape. Estos problemas son agravados por largos
tiempos de residencia, movimientos de recirculación inestables y mezcla incompleta.
6.8 Combustión catalítica
El potencial del reactor catalítico para conseguir emisiones contaminantes muy bajas se conoce desde
1975, pero las condiciones en la cámara de combustión de una turbina de gas y su amplio rango de
operación plantean complicaciones que deben superarse para asegurar la implantación de cámaras de
combustión catálicas en turbinas de gas. Resulta complicado diseñar un catalizador que encienda una
mezcla de aire y combustible a baja temperatura durante el arranque y el funcionamiento del motor a
baja carga. Además, la temperatura de salida de la cámara de combustión está comprendida
normalmente entre 1450 y 1770 K, las cuales están por encima de los límites de estabilidad de muchos
materiales de sustrato del catalizador. Incluso los materiales cerámicos que pueden soportar altas
temperaturas de combustión son susceptibles de tener un fallo por choque térmico durante el régimen
transitorio del motor. La preocupación por la durabilidad a largo plazo de los sustratos del catalizador
y por soportar una alta actividad catalítica durante largos períodos de tiempo constituye una importante
barrera para el desarrollo de cámaras de combustión catalíticas en turbinas de gas.
La combustión catalítica es un proceso que emplea un catalizador para iniciar y favorecer reacciones
químicas en una corriente de combustible y aire premezclados en condiciones más pobres que son
posibles en una combustión homogénea fase gas. Esto permite una combustión estable para desarrollar
relaciones de equivalencia por debajo del límite de inflamabilidad inferior de la mezcla aire y
combustible. Al desarrollarse la combustión en condiciones de temperatura tan reducidas, se produce
una importante disminución de NOx térmico. El funcionamiento de la combustión catálica se muestra
a continuación en la ‘Figura 44’.
Figura 44. Esquema de una Cámara de Combustión Catalítica. (Fuente: H. Lefebvre, Arthur and R.
Ballal, Dilip. GAS Turbine Combustion Alternative Fuels and Emission. Third Edition. Unites
Estates of America: CRC Press Taylor & Francis Group, 2010. ISBN: 978-1-4200-8604-1.)
En primer lugar, el combustible es inyectado aguas arriba del reactor para ser evaporado y mezclado
con el aire introducido. La mezcla resultante pasa al reactor que puede estar compuesto de varias
etapas, cada una de las cuales puede estar hecha de un catalizador diferente. Durante la primera etapa,
lo ideal sería utilizar un catalizador que se active a baja temperatura mientras que en el resto de etapas
sería seleccionado para conseguir una buena eficiencia en la oxidación. Aguas abajo del reactor, está
la zona de reacción térmica que normalmente proporciona el incremento de temperatura necesario para
alcanzar el valor de entrada a la turbina y reducir las concentraciones de UHC y CO a niveles
aceptables.
77
Alguno de los diseños probados hasta ahora son muy complejos ya que requieren el uso de un
prequemador junto con combustible escalonado y/o geometría variable para conseguir un rango de
operación aceptable. Sin embargo, los resultados obtenidos confirman totalmente el potencial de las
cámaras de combustión catalíticas para conseguir emisiones de NOx ultra bajas (< 5 ppmv).
6.8.1 Diseños propuestos
Se distinguen tres categorías principales:
1. Sistemas tradicionales, como se muestra en la ‘Figura 44’, en los que el catalizador es alimentado
por una mezcla de aire y combustible cuya temperatura adiabática de llama es igual a la
temperatura requerida a la salida de la cámara de combustión. Este diseño es adecuado para
valores bajos de esta temperatura pero en las turbinas de gas modernas están por encima de 1570
K en cuyo caso aparecerían problemas de sinterización y vaporización de los componentes
activos del catalizador y fractura térmica en los soportes cerámicos.
2. Sistemas en los que una parte del combustible es inyectado antes del catalizador para limitar las
temperaturas catalíticas por debajo de 1270 K y el resto del combustible es inyectado aguas
abajo del catalizador para conseguir la temperatura requerida a la salida de la cámara de
combustión.
3. Sistemas donde todo el combustible es inyectado antes del catalizador pero sólo una parte de
éste reacciona con el reactor. Posteriormente, se completa la combustión en una zona de
combustión post-catalítica por medio de homogéneas reacciones en fase gaseosa.
6.8.2 Restricciones en el diseño
Los problemas a los que se enfrenta el diseñador de una cámara de combustión catalítica se centran en
la temperatura y en la necesidad de conciliar el amplio rango de temperaturas sobre el que opera el
motor con el limitado rango de temperaturas que puede soportar el reactor catalítico sin que haya
problemas de alta actividad catalítica y se conserve la integridad mecánica. Cualquier cámara de
combustión catalítica tiene un cierto rango de temperaturas en el que puede conseguir una combustión
estable y bajos niveles de emisiones. Dicho intervalo, denominado “ventana de operación”, está
determinado por tres temperaturas:
1. La temperatura de entrada de la mezcla, que debe ser lo suficientemente alta como para activar
el catalizador. Por debajo de un mínimo, conocido como “temperatura de apagado”, las
reacciones de oxidación exotérmicas que tienen lugar en las paredes del reactor son demasiado
lentas para generar el calor necesario para mantenerlas. En general, temperaturas por encima de
700 K son necesarias para evitar el apagado del catalizador.
2. La temperatura de los gases a la salida del catalizador debe ser suficientemente alta para
completar las reacciones iniciadas catalíticamente en el tiempo de residencia disponible o, si es
inyectado combustible adicional aguas abajo del catalizador, permitir una rápida combustión del
combustible, y de este modo reducir las emisiones de UHC y CO a niveles aceptables.
3. La temperatura de las paredes del catalizador debe ser suficientemente baja para garantizar un
funcionamiento del reactor a largo plazo.
6.8.3 Preparación del combustible
El éxito para el funcionamiento del reactor depende de las condiciones de entrada del flujo, el cual
debe ser uniforme en riqueza, velocidad y temperatura para asegurar un uso eficiente de toda el área
del catalizador y evitar daños en el sustrato debido a zonas de temperatura elevada. Para cualquier
temperatura de entrada, una baja relación combustible/aire da lugar a bajas temperaturas del catalizador
junto con altas emisiones de UHC y CO. Por otro lado, una relación combustible/aire demasiado alto
puede provocar el sobrecalentamiento del catalizador. Si hubiera variaciones locales en la temperatura
y en la relación combustible/aire de la mezcla que entra al reactor, algunas zonas del catalizador
tendrían altas emisiones de UHC y CO en la zona de baja temperatura de la ventana de operación
78
mientras que otras zonas estarían expuestas a posibles daños en el sustrato debido a temperaturas
elevadas. Las irregularidades en la temperatura de entrada complicar el mantenimiento de la
temperatura del catalizador dentro de la ventana de operación, lo que limita la respuesta a cambios en
las condiciones de operación del motor.
6.8.4 Construcción del reactor
Un tipo de catalizador muy común es aquel que consiste exteriormente en un recipiente de acero
inoxidable provisto de una carcasa-pantalla metálica antitérmica e inoxidable. En su interior contiene
un soporte cerámico o monolito, de forma oval o cilíndrica cuya superficie se encuentra impregnada
por un revestimiento de resina que contiene elementos metálicos, tales como platino y paladio que
permiten la oxidación, y rodio que interviene en la reducción. Estos metales intervienen como
elementos activos catalizadores puesto que inician y aceleran las reacciones químicas entre otras
sustancias con las cuales entran en contacto, sin participar ellos mismos en dichas reacciones.
Un problema con los monolitos cerámicos es que, al aumentar su tamaño, su fiabilidad térmica y
mecánica es menor. Este problema puede resolverse reemplazando un reactor de gran tamaño por una
serie de secciones más pequeñas agrupadas. Aunque este método de construcción facilita el problema,
la durabilidad de los monolitos cerámicos es siempre motivo de preocupación, especialmente en
turbinas de gas de gran potencia. Una forma de construcción más robusta es aquella en la que cada
etapa del reactor catalítico se forma ondulando una lámina de metal resistente a la oxidación y
enrollando la lámina de tal forma que forme una estructura de monolito por la que la mezcla de aire y
combustible pueda pasar y reaccionar con las paredes de los paneles formados. Dicha disposición
aparece representada en la ‘Figura 45’. El material activo del catalizador se deposita como un
revestimiento sobre las láminas.
Figura 45. Representación de la sección de un catalizador en celdas.
Una característica interesante para un posible diseño sería la forma en la que se aprovechan las
propiedades termodinámicas de oxidación y reducción del paladio para controlar las temperaturas
superficiales. El oxido de paladio se descompone en paladio a temperaturas compredidas entre 1050 y
1200 K, dependiendo de la presión. Esta transición entre óxido y metal puede ser aprovechada para
limitar la temperatura del catalizador, que permite utilizar un metal corrugado en lugar de sustrato de
cerámica de menor duración.
79
6.8.5 Combustión Postcatalítica
La principal función de la zona de combustión postcatalítica es reducir las concentraciones de UHC y
CO a los niveles requeridos para conseguir la temperatura deseada a la salida de la cámara de
combustión. Situando la zona de temperatura máxima de los gases aguas abajo del catalizador permite
operar al reactor a temperaturas relativamente bajas (< 1270 K) con el consiguiente aumento de
fiabilidad y duración. Conviene señalar que el gradiente de temperaturas en una cámara de combustión
catalítica va en la dirección opuesta que en las cámaras de combustión convencionales. La combustión
postcatalítica tiene las siguientes ventajas:
Permite operar al catalizador a baja temperatura, lo que puede reducir o eliminar la mayor parte
de los mecanismos que limitan su vida útil.
Permite utilizar una amplia variedad de catalizadores y elementos de sustrato.
Se alivian los problemas térmicos del sustrato durante el arranque, apagado y condiciones
transitorias.
La cámara de combustión podría ser diseñada para alcanzar temperaturas de salida superiores
sin cambiar el material del catalizador.
6.8.6 Uso de la geometría variable
Dependiendo del catalizador empleado y del grado de homogeneidad de la mezcla que entra al reactor,
la combustión sólo puede ser estable en un pequeño rango sin que se penalice el rendimiento. Dicho
rango comprende relaciones de equivalencia comprendidas entre 1,4-1 a diferencia de la relación 5-1
conseguida en las cámaras de combustión convencionales. Por lo tanto, resulta esencial el uso de
geometría variable y/o combustión escalonada para garantizar una combustión estable.
Las cámaras de combustión catalíticas equipadas en el diseño de Solar Turbines del programa “ATS”
o “Advanced Turbine Systems” están dotadas de geometría variable. Este programa está dedicado al
desarrollo de modernas turbinas de gas de recuperación con emisiones contaminantes muy bajas. El
sistema de combustión catalítica solar incluye un mezclador antes del reactor y una zona de reacción
gaseosa postcatalítica después de este para completar el proceso de combustión. El arranque también
está acompañado por un inyector de combustible de bajas emisiones LPM.
6.8.7 Diseños existentes
A continuación, se van a explicar dos tipos de cámara de combustión catalítica que muestran las
principales características existentes en los diseños actuales.
Fujii et al. [16] diseñaron una cámara de combustión catalítica para trabajar con una temperatura de
salida de 1570 K mientras se mantenía la temperatura del reactor en torno a 1270 K. Dicho sistema,
mostrado en la ‘Figura 46’, consiste de un prequemador anular, un catalizador dividido en seis
secciones en forma de ventilador, seis toberas de premezcla del combustible y una zona para quemar
la premezcla aguas abajo del catalizador.
80
Figura 46. Cámara de combustión catalítica de alta presión. (Fuente: Ozawa, Y., Hirano, J., Sato, M., Saiga,
M., and Watanabe, S., Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, 116, 511–16, 1994; Fujii, T.,
Ozawa, Y., Kikumoto, S., and Sato, M., ASME Paper 96-GT-382, 1996.)
El aire de entrada es calentado hasta 720 K por el prequemador y es distribuido a los segmentos del
catalizador y a las toberas de premezcla. El componente activo principal del catalizador es paladio, que
está presente por medio de un revestimiento de resina que cubre la superficie del monolito. En este
caso se trata de un monolito dispuesto en forma de panal y hecho de cordierita. Al final de éste, cada
tobera está configurada para inyectar la mezcla aire-combustible que pasa entre las secciones del
catalizador hacia la salida en un ángulo recto. La mezcla se quema por los productos de la combustión
que salen de las secciones del catalizador, dando lugar a una combustión de premezcla débil o “LPM”
que aumenta la temperatura de salida de la cámara de combustión a 1570 K. Cuando se trabaja con gas
natural a una presión comprendida entre 1 y 13,5 bar, las emisiones de NOx están siempre por debajo
de 10 pmmv, de las cuales una parte importante viene del prequemador. Las pérdidas de presión en
estas cámaras son del 2,5 % aproximadamente, valores muy por debajo de las cámaras de combustión
convencionales.
Otro método de diseño se centra en evitar que el catalizador esté sometido a temperaturas excesivas.
En este caso, ilustrado en la ‘Figura 36’, se trata de una cámara de combustión catalítica desarrollada
por General Electric para su turbina de gas MS9001E que utiliza gas natural como combustible.
Figura 47. Camara de combustión catalítica del GE MS9001E. (Fuente: Schlatter, J.C., Dalla Betta,
R.A., Nickolas, S.G., Cutrone, M.B., and Beebe, K.W., ASME Paper 97-GT-57, 1997.)
Una característica básica de este diseño es que todo el combustible requerido para conseguir una
temperatura de salida de 1380 K es suministrado al reactor catalítico, que está formado por dos o más
81
etapas separadas. La primera etapa trabaja a baja temperatura, lo que hace posible la alta actividad
catalítica necesaria para el funcionamiento del catalizador a la temperatura de salida del compresor. La
última etapa puede trabajar perfectamente con una baja actividad catalítica puesto que su temperatura
de entrada es mayor, pero la temperatura de su sustrato debe ser también elevada para obtener la
temperatura de salida necesaria para iniciar reacciones de combustión homogéneas aguas abajo del
catalizador. Normalmente, la mitad del combustible reacciona dentro de las etapas del catalizador y el
resto es consumido en la zona de combustión postcatalítica. El reactor catalítico del GE MS9001E
consta de tres etapas individuales, de 508 mm cada una. Las etapas del catalizador están formadas por
láminas onduladas de metal inoxidable muy finas (50 μm) y luego depositan el material catálico activo
(óxido de paladio) como una resina de revestimiento sobre ellas. Las láminas se enrollan para formar
canales por los que pasa la mezcla combustible-aire mientras reacciona con las paredes. Los sistemas
de inyección del combustible constan de 93 tubos venturi individuales dispuestos a lo largo de la
trayectoria seguida por el tubo, con cuatro orificios de inyección de combustible en cada venturi. El
objetivo es entregar al catalizador una mezcla que tenga composición, velocidad y temperatura
uniformes. La uniformidad de la mezcla debe estar comprendida entre un 10% por encima de la
concentración mínima y un 10% por debajo de la máxima.
82
7 REGLAMENTACIÓN
En este apartado del proyecto se va a realizar una distinción entre turbinas de gas de aviación y las
industriales puesto que las regulaciones establecidas para cada una son diferentes:
7.1 Turbinas de gas de aviación
7.1.1 Marco regulatorio de ICAO
La Organización de Aviación Civil Internacional (ICAO), una organización de las Naciones Unidas,
fue establecida en el Convenio sobre Aviación Civil Internacional en 1944. ICAO ha promulgado
distintos reglamentos para motores civiles subsónicos turbofan y turbojet en ciclos de vuelo definidos
entre el aterrizaje y el despegue (“Landing-takeoff cycle” o “LTO”) a altitudes por debajo de 912 m.
Este ciclo comprende cuatro fases de vuelo:
1) “Taxi-Idle” que abarca “Taxi in” también denominado Ralentí o rodaje de entrada y “Taxi out”
también denominado Rodaje de salida: “Taxi in” son las maniobras que realiza el avión hasta
llegar al punto de desembarque y “Taxi out” son las maniobras que realiza el avión desde el
punto de embarque hasta la cabecera de pista. Duración de aproximadamente 26 minutos de
operación al 7% de potencia nominal.
2) “Take off” o Despegue: 0,7 minutos al 100% de potencia nominal.
3) “Climb out” o Ascenso inicial: son las operaciones que realiza el avión desde el punto de
embarque hasta la cabecera de la la pista. Duración de 2,2 minutos al 85% de la potencia
nominal.
4) “Landing” también denominado Aterrizaje: son todas aquellas operaciones que se realizan
desde los 1000 metros de altura sobre la cota del aeropuerto hasta que alcanza la superficie de
la pista. Duración de 4 minutos al 30% de la potencia nominal.
Figura 48. Esquema de un “Landing-takeoff cycle” según ICAO. (Fuente: Lieuwen, Tim C and Yang,
Vigor. Gas Turbine Emissions. First Edition. United States of America: Cambridge University Press. ISBN:
978-0-521-76405-6.)
La potencia y duración de cada etapa de este ciclo fueron definidos para aviones de la década de los
setenta por lo que no son necesariamente representativos de las condiciones de funcionamiento de los
motores actuales. En la actualidad, los aviones normalmente despegan a baja potencia (dependiendo
83
de la longitud de la pista, la altitud y la temperatura ambiente) y su funcionamientro ha mejorado tanto
que el ascenso es bastante más rápido que el de sus homólogos de aquella época. Sin embargo, el ciclo
LTO se ha seguido manteniendo para regular el funcionamiento.
Los estándares de ICAO para emisiones gaseosas están recogidos en la ‘Tabla 3’, los cuáles aparecen
expresados en función de un parámetro denominado “𝜋00”. Estos estándares están definidos para
nuevos motores desarrollados con potencias de despegue superiores a 26,7 kN.
Tabla 3. ICAO Gaseous Emissions Standards. (Fuente: www.icao.org.)
Dicho parámetro es la relación de compresión del motor durante el despegue y está expresado en
gramos de contaminante gaseoso por kilonewton de empuje nominal durante el despegue mediante la
siguiente ecuación:
Emission (g/kN) = Emission Index (g/kg fuel) x Engine SFC x Time in mode
Con esta ecuación, se observa que para reducir las emisiones se pueden emplear dos métodos. El
primero consiste en mejorar la cámara de combustión de forma que se reduzca el índice de emisiones
y la otra seleccionar un ciclo del motor que tenga un menor consumo específico de combustible o
“Engine SFC”.
En un test de certificación de emisiones, se pone en marcha un motor representativo en cuatro niveles
de empuje que representan las fases específicas de vuelo del LTO. El flujo de combustible y las
emisiones de CO, UHC, NOx y humos se miden en cada nivel de empuje utilizando distintos métodos
de medición. Las emisiones en cada modo de vuelo se suman para calcular el “Dp” de cada especie.
Posteriormente, los detalles de dichas emisiones quedarán recogidos en la base de datos de ICAO.
Cada estándar incluye los níveles máximos permitidos para cada especie y especifica dos fechas de
aplicación. La primera es la fecha en que debe cumplirse la norma en el diseño de todos los nuevos
motores como parte del proceso de certificación de aeronavegabilidad. La segunda, conocida como
punto de corte de producción, es la fecha límite para que la norma sea un requisito obligatorio para
todos los nuevos motores que son fabricados. Una vez que el motor sale al mercado, no es necesario
cumplir las actualizaciones posteriores de los estándares de emisiones.
El hecho de que no se hayan fijado estándares para pequeños aviones subsónicos es debido a que
dichos motores representan una pequeña fracción de las emisiones en aviación y la implementación de
técnicas para obtener bajas emisiones resulta complicada y poco rentable para los resultados que se
obtienen.
Debido a que los motores actuales han reducido significativamente las emisiones de CO y UHC
(hidrocarburos inquemados), la mayor parte de las emisiones generadas en los motores actuales
corresponden a los NOx. Por ello, la regulación del NOx ha sido el principal objetivo durante años. Los
límites de emisión de CO y UHC fueron establecidos en los estándares iniciales aunque no han sufrido
modificaciones posteriores mientras que el del NOx ha sido reducido cuatro veces. A continuación, se
muestra una tabla de las emisiones producidas en un vuelo de 500 millas náuticas donde se observa
que las emisiones de NOx predominan tanto en las proximidades del aeropuerto como a la altura de
crucero.
84
Tabla 4. Distribución másica típica de las emisiones de un avión. (Fuente: Bahr, D.W., ASME Paper 92-GT-
415, 1992.)
Para vuelos más largos las emisiones podrían ocupar incluso una fracción más grande de las emisiones
totales. Asimismo, los límites de gases promulgados por ICAO también aparecen en función del “SN”
(“smoke number”) el cuál aparece representado en la ‘Figura 49’ y está relacionado con la potencia
nominal del motor (“F00”) mediante la siguiente expresión:
SN = 83.6 (F00)−0.274
El empuje nominal se refiere al máximo empuje que tendría lugar a nivel del mar, en condiciones
estándar de ese día y sin considerar la velocidad en contra del viento. Por su parte, el SN es una medida
de la concentración de partículas en la estela, por lo que, para un SN fijo, la visibilidad será una función
del tamaño de la estela que a su vez está relacionada con el tamaño o empuje del motor. Con estas
relaciones, el límite superior del SN fue establecido en función del empuje del motor para asegurar que
la columna de humo no sería visible en un amplio rango de visión.
Figura 49. Estándares de emisión de humos. (Fuente: H. Lefebvre, Arthur and R. Ballal, Dilip. GAS
Turbine Combustion Alternative Fuels and Emission. Third Edition. Unites Estates of America: CRC
Press Taylor & Francis Group, 2010. ISBN: 978-1-4200-8604-1.)
La intención de estos estándares del SN es eliminar los humos visibles en el escape del motor. Dado
que la visibilidad de los gases depende de la concentración de estos y de la longitud del trayecto, los
límites del SN permitidos en motores con una fuerza de propulsión más alta serán menores que en
motores de menor propulsión debido a que tienen diámetros más grandes.
85
7.1.2 Autoridades nacionales y locales de aviación civil
ICAO solo establece normas para motores de aviación, pero los estados miembros deben adoptar
dichas medidas antes de que puedan ejecutarse allí. No obstante, en algunos países este proceso no es
tan sencillo retrasando su implementación. Por ejemplo, cuando fueron establecidos los primeros
reglamentos de ICAO, la Agencia de Protección Ambiental de Estados Unidos (“EPA” o “US
Environmental Protection Agency”) sólo adoptó las restricciones de UHC y humos, mientras que las
restrcciones en CO y NOx no fueron admitidas. Sin embargo, aunque la normativa local varíe, estos
motores van a operar por todo el mundo por lo que los fabricantes deberán cumplir con todos los
estándares del Comité sobre la Protección del Medioambiente y la Aviación (“CEAP” o “Committee
on Aviation Environmental Protection”). Esta organización surgió en 1983 al combinarse la Comisión
de Emisiones de los Motores de los Aviones (“CAEE” o “Committee on Aircraft Engine Emissions”)
junto con la Comisión de Ruido de las Aeronaves (“CAN” o “Committee on Aircraft Noise”). Se
encarga de realizar estudios y recomendar medidas para minimizar y atenuar el impacto de la aviación
en el medio ambiente, lo cual incluye el establecimiento de normas de certificación relacionadas con
el ruido y las emisiones de los motores de las aeronaves. Actualmente el CAEP está ntegrado por 23
miembros de las regiones de la ICAO y 16 observadores de Estados, organizaciones
intergubernamentales y no gubernamentales, incluyendo líneas aéreas, fabricantes de aeronaves y
motores, aeropuertos, asociaciones de pilotos, ONG dedicadas al medio ambiente y organismos de las
Naciones Unidas.
Los estándares de ICAO solo están aplicados a motores de aviación civil. Los aviones militares están
exentos al igual que los fabricantes de aviones, aeropuertos y los controladores aéreos. Sin embargo,
bajo la Ley Nacional de Política Ambiental (“NEPA” o “National Environmental Policy Act”), las
agencias federales de Estados Unidos tuvieron que considerar el impacto de sus acciones en el medio
ambiente y la forma de reducir o compensar dichos impactos. La NEPA requiere declaraciones de
impacto ambiental (“EIS” o “Emission Inventory System”) para estar preparada en proyectos militares
como reemplazar aviones por nuevos modelos y, desde que los nuevos motores trabajan a relaciones
de compresión más elevadas para conseguir más empuje, poder impulsar nuevos diseños de motores
con bajas emisiones.
Las tasas de aterrizaje basadas en las emisiones de NOx y UHC, según lo publicado en la base de datos
de la ICAO, fueron implementadas originalmente en Suecia y Suiza en 1997. Las tasas aumentan con
el nivel de emisiones lo que promueve la aplicación de cámaras de combustión de bajas emisiones. En
el año 2000, la Conferencia Europea de Aviación Civil (“ECAC” o “European Civil Aviation
Conference”) formó una subdivisión que dio lugar al “ERLIG” (“Emission Related Landing charges
Investigation Group”). Basándose en el trabajo llevado a cabo por ERLIG, se publicó en 2003 un
resumen de la clasificación de emisiones de NOx para aeronaves. El principio básico de
funcionamiento de esta recomendación es que para todas las aeronaves que cumplen con la norma de
ICAO HC, las tasas deberían ser proporcionales a la cantidad de NOx emitidas.
La negociación por los derechos de emisión de CO2 bajo el Régimen de Comercio de Derechos de
Emisión de la Unión Europea (“ETS US” o “European Union Emission Trading Scheme”) se inició
en 2003 como un medio para promover incentivos para reducir las emisiones de gases de efecto
invernadero. El sector de la aviación fue incluido a partir de 2012. Sin embargo, el sector de la aviación
y otros países, entre los que se incluye China, India, Rusia y Estados Unidos, reaccionaron en contra a
la inclusión. Estados Unidos y otros países afirmaron que la Unión Europea no tenía competencia para
regular vuelos cuando no estaban en el espacio aéreo europeo llegando incluso a amenazar China y
Estados Unidos con suspender sus aerolíneas. El 27 de noviembre de 2012, Estados Unidos firmó la
“Ley de Prohibición del Régimen de Comercio de Derechos de Emisión de la Unión Europea de 2011”
que prohibía la participación de las compañías estadounidenses en la US ETS. Sin embargo, la Unión
Europea insistió en que dicha regulación debe aplicarse por igual a todas las compañías. Finalmente,
la Unión Europea aseguró que estaba obligada a seguir adelante con su plan que incluía una claúsula
de excepción para países con medidas equivalentes. En la actualidad, el ETS está centrado
especialmente en las emisiones de dióxido de carbono. Considerando el impacto de las emisiones de
86
CO2 emitidas a gran altura, ha habido propuestas para exigir a la aeronave la compra de permisos
adicionales para responder por dichas emisiones. En cuanto al NOx emitido a gran altura, la acción
específica está congelada esperando que el conocimiento científico del impacto de estas emisiones
avance.
7.1.3 Previsión
A pesar de que la aviación sólo produce un pequeño porcentaje del total de emisiones que afecta a la
calidad del aire y al clima se espera que su impacto vaya en aumento por una serie de razones. El índice
de emisiones en la aviación actual es relativamente alto porque muchas técnicas de reducción de
emisiones no pueden satisfacer las limitaciones de peso y volumen del avión. Asimismo, el aumento
de dichas emisiones debido al crecimiento del tráfico aéreo superará a las reducciones conseguidas por
las nuevas tecnologías.
El cumplimiento de los reglamentos de ICAO es satisfactorio con los aviones subsónicos debido al
esfuerzo de los fabricantes durante los últimos 20 años por mejorar el diseño de estos y reducir el
consumo específico de combustible. Sin embargo, se continúa presionando para reducir las emisiones
de NOx tanto en las inmediaciones de los aeropuertos como a la altitud de crucero donde se producen
la mayor parte. Las regulaciones de ICAO actuales son restrictivas a la hora de operar a baja altitud en
las zonas próximas a los aeropuertos, pero está aumentando la preocupación en relación a la reducción
de la capa de ozono por lo que dichas regulaciones también podrían extenderse a otros regímenes de
vuelo, tales como la velocidad de crucero, donde la mayoría de las emisiones de NOx son producidas.
ICAO esta implementando estándares para las emisiones de CO2 y partículas materiales así como
investigando activamente el impacto del NOx a altitud de crucero.
Por otra parte, la NASA ha propuesto para los futuros motores supersónicos un índice de emisiones de
NOx a velocidad de crucero de 5 g/kg de combustible. Debido a que las temperaturas de la cámara de
combustión en los aviones supersónicos son muy altas dada la tecnología existente, se pueden llegar a
alcanzar valores de 45 g/kg de combustible cosa que no ocurre en los aviones subsónicos. Por lo tanto,
el desarrollo de los futuros motores supersónicos dependerá del desarrollo de diseños que permitan
reducir dichas emisiones.
7.2 Turbinas de gas industriales
Hay muchas políticas internacionales y regulaciones que rigen la instalación de centrales de turbinas
de gas y que están basadas especialmente en las emisiones directas de NOx y CO. Dichas restricciones
pueden aplicarse a una unidad particular o a una planta en su conjunto a fin de optimizarla
completamente considerando la elección de combustible, los perfiles de gases de efecto invernadero y
el rendimiento del sistema.
Los elementos críticos de las denominadas energías limpias están relacionados con cuatro puntos
esenciales: salud humana, cambio climático, seguridad energética y otras cuestiones
medioambientales. Prevenir las emisiones es un factor clave a la hora de tomar decisiones directas que
sean rentables a largo plazo, normalmente más eficaces que las técnicas de postratamiento de
emisiones. La mayor parte de los informes energéticos y medioambientales indican que las
instalaciones de turbina de gas que utilizan gas natural o coque del petróleo proporcionarán una
disminución sustancial de los gases de efecto invernadero, un aumento de la seguridad y una menor
contaminación del aire.
La medición de la contaminación ambiental se realiza como concentración volumétrica (ppm o ppmv)
o en densidad (mg/m3). La medida de las emisiones de NOx puede pasar de una base a otra a partir del
contenido en combustible y oxígeno de los gases de escape. Los límites expresados en ppmv están
referidos a un 15% del oxígeno en base seca. La fórmula correctora es:
(NOx)ref15%oxigen= (5.9) (NOxmeas)/(20.9-O2meas)
87
El objetivo de este cambio de unidades es evitar ambigüedades a la hora de comparar datos diferentes,
pero también para indicar que las cámaras de combustión que consumen menos combustible
producirán una menor cantidad de emisiones. No obstante, a pesar de las ventajas que tiene el método
basado en la concentración, éste ofrece una visión muy limitada ligando las emisiones únicamente al
combustible, el motor o el escape sin considerar que la planta completa es la que requiere el permiso.
De esta forma no se estarían considerando el rendimiento del sistema ni la potencia de salida de la
planta.
Los límites basados en la potencia de salida (kg/MWh) consideran todas las técnicas disponibles para
reducir el consumo de combustible y las pérdidas de energía incrementando así la potencia para
compensar las emisiones. Este tipo de estándares ofrecen:
Funcionamiento más estable y seguro a carga parcial y en condiciones ambientales variables, si
el diseño mecánico de la cámara de combustión no tiene limitaciones de concentración, sino que
está ligado a la potencia, consumo de combustible y gasto másico.
Reconocer la potencia específica (kW por gasto másico de aire), es decir, cómo el aire
comprimido es utilizado en el motor.
Evitar técnicas de control de emisiones ineficientes que a baja potencia pueden llegar a ser
innecesarias.
Mayor flexibilidad a la hora de diseñar la planta. Si se aplican a la planta en su conjunto, los
diseñadores podrán optimizar su rendimiento para potencia y calor a la vez que minimizan las
emisiones.
La presetación de las medidas de emisiones en unidades útiles, como kilogramos de
contaminante por MWh de energía producida, aclararía y permitiría comparar los efectos reales
sobre el medio ambiente.
Promover la recuperación del calor y la cogeneración como clave para obtener rendimientos de
80-90 % en los sistemas de energía térmica.
Un estudio general de las políticas internacionales para el control de las emisiones de turbinas de gas
revela algunas diferencias y similitudes en el enfoque hacia la contaminación del aire en los últimos
cincuenta años y, recientemente, hacia el cambio climático y la reducción de los gases de efecto
invernadero a partir de la conferencia de Rio de Janeiro de 1992.
7.2.1 Estados Unidos
Las primeras políticas ambientales en Estados Unidos fueron la Ley de Calidad del Aire (“Clean Air
Act Amendments”) de 1977 y la Ley de Utilización del Combustible Industrial (“Industrial Fuel Use
Act”) de 1978. Esta última desaconsejó el uso del gas natural para la generación de energía durante las
dos crisis del petróleo de esa década. La primera normativa para evaluar las prestaciones de nuevas
fuentes de energía (“New Source Performance Standards” o “NSPS”) en turbinas de gas fue publicado
en 1979. El principal objetivo para el NSPS fue el NOx sin considerar las emisiones de CO o UHC
puesto que sus niveles eran muy bajos en condiciones de carga base. Una medida del NSPS fue corregir
la transferencia de calor para promover un diseño y funcionamiento eficientes en turbinas de gas.
La evaluación y la regulación de las políticas de Mejor Tecnología Disponible“Best Available
Technology” o “BAT”y de Mejor Tecnología de Control Disponible“Best Available Control
Technology” o “BACT” se basaban en la regulación estatal, la revisión de fuentes nuevas (“New
Source Review” o “NSR”) y el programa de prevención del deterioro significativo (“Prevention of
Significant Deterioration” o “PSD”). En 1987, la EPA tomó la decisión de reducir los niveles
permitidos de NOx a 75 ppm con el factor corrector de transferencia de calor para mejorar la eficiencia
de las turbinas de gas. Al disminuir dichos niveles con la inyección de grandes cantidades de agua o
vapor, las emisiones de CO se convirtieron en un problema. Este hecho dió lugar al desarrollo de las
cámaras de combustión secas bajas en NOx (DLN) y a la reducción catalítica selectiva.
88
En 1990, se modificó la Ley de Calidad del Aire estableciendo nuevas exigencias tanto para el NOx
como para el monóxido de carbono y los compuestos orgánicos volátiles en las zonas de
incumplimiento. En algunos casos, las normas de Menor Tasa de Emisión Factible (“Lowest Available
Control Technology” o “LAER”) para NOx y CO se han impuesto en la práctica regulatoria de las
zonas de incumplimiento como California o el noreste de Estados Unidos. El comercio de emisiones
de NOx y SO2 ha entrado en juego para los servicios públicos mediante los programas del estado. La
preocupación por los contaminantes peligrosos ha aumentado durante este tiempo por lo que fueron
implantadas las políticas de tecnología de control máximo disponible (“Maximum Available Control
Technology” o “MACT”).
Por otro lado, se ha debatido acerca de los límites de emisiones adecuados para las nuevas plantas de
turbina de gas, en parte debido a que las políticas de BACT en Estados Unidos han evolucionado hacia
niveles de emisiones de NOx muy bajos sin tener en cuenta los gases de efecto invernadero y la
eficiencia del sistema completo. La normativa de la EPA y de los organismos reguladores de EEUU
utilizan normalmente estándares basados en la concentración (ppmv al 15 % de oxígeno). Las prácticas
del BACT incluían inyección de agua o vapor, cámaras de combustión DLN y sistemas de
postratamiento de emisiones de Reducción Catalítica Selectiva (SCR). Cuando las LAER
predominaron en ciertas regiones, estas soluciones normalmente requerían límites en las emisiones de
amoníaco. Durante 20 años se instalaron 250.000 MWe de instalaciones de turbinas de gas, ciclos
combinados y planras de cogeneración con diversos factores de carga, rendimientos y control de
emisiones de NOx de 2 ppmv. Al mismo tiempo, durante varias décadas la Academia Nacional de
Ciencias, la NASA, la EPA y otras organizaciones han estudiado el cambio climático y los niveles de
CO2 y, aunque la preocupación por los gases de efecto invernadero es relativamente reciente, en
algunas zonas de Estados Unidos ya se habían promulgados algunos límites para estos. Sin embargo,
estos límites no se han incorporado todavía a la regulación estatal debido a la dificultad de conseguir
una elevada eficiencia global de la planta sin perjudicar las emisiones de NOx. En el año 2006, la EPA
estableció una nueva reglamentación para las turbinas de gas basadas en las propuestas del BACT para
el control de las emisiones de NOx:
En las nuevas turbinas destinadas a la producción de electricidad utilizando gas natural, los
límites de NOx son: 42 ppm por debajo de 3 MW; 25 ppm entre 3-110 MW; y 15 ppm para más
de 110 MW.
En las nuevas turbinas para producir energía eléctrica mediante la quema de otros combustibles,
los límites de NOx son: 96 ppmv para menos de 3MW; 74 ppmv entre 3-110 MW y 42 ppmv
para más de 110 MW.
En las nuevas turbinas propulsión mecánica (por debajo de 3,5 MW), los límites de NOx son:
100 ppmv con gas natural y 150 ppmv para otros combustibles.
Las emisiones de SO2 están limitadas a 110 ng/ J energía bruta producida para turbinas situadas
en áreas continentales, y 780 ng/ J de energía bruta aportada para turbinas localizadas en áreas
no continentales.
En la actualidad, no hay límites del EPA para el CO y los hidrocarburos inquemados pero en muchas
ciudades los límites del CO varían entre 10 y 40 ppm.
7.2.2 Canada
El consejo de ministros medioambientales canadiense publicó las medidas regulatorias de emisiones
en turbinas de gas estacionarias en 1992 con el objetivo de promover el desarrollo de sistemas más
eficientes y tecnologías de control que permitan una reducción considerable de dichas emisiones. Para
reducir las emisiones de CO2 se consideró tanto la eficiencia energética como la seguridad del sistema
y la rentabilidad. En 1991, una consulta nacional recomendó establecer referencias basadas en la
potencia de salida de la central, es decir, en gramos de NOx por gigajulios de potencia. De esta forma,
los niveles de NOx estaban directamente asociados al rendimiento global de la planta. Este fue
89
considerado el primer estándar para el sector de las turbinas de gas ayudando a prevenir la
contaminación, realizar modificaciones en el proceso de combustión y establecer el sistema de
cogeneración como la mejor tecnología disponible. Instalando un sistema de recuperación de calor, se
obtendría una mayor eficiencia en los motores y una mayor concentración de NOx en los gases de
escape de las plantas como se puede observar en la ‘Figura 50’.
Figura 50. Referencia nacional de emisiones para turbinas de gas estacionarias. (Fuente: Lieuwen, Tim C
and Yang, Vigor. Gas Turbine Emissions. First Edition. United States of America: Cambridge University
Press. ISBN: 978-0-521-76405-6.)
El objetivo de estas referencias fue establecer una cierta eficiencia para cada tamaño, con combustibles
líquidos y gaseosos. Para unidades mayores de 20 MWe, la potencia de salida permitida es de 140
g/GJout. Esto da como resultado que las grandes unidades que utilizan gas natural deben tener a plena
carga unas emisiones de NOx de entre 27-42 ppmv para turbinas de gas simples y de 37-42 ppmv en
ciclos combinados. En aplicaciones de cogeneración estaría permitido un mayor nivel de emisiones de
40 g/GJ para impulsar su desarrollo. Para unidades de entre 3 y 20 MW se han fijado objetivos un 70
% más altos (240 g/GJ).
Esta norma fue establecida para promover el desarrollo de turbinas de gas más eficientes con un nivel
de emisiones de CO y NOx relativamente bajo. En general, no se consideró que fuera necesario
establecer limites de NOx muy bajos debido a la dificultad de los tratamientos de poscombustión que
aquello suponía. El límite de CO se fijó en 50 ppm para asegurar una buena combustión y un
funcionamiento adecuado.
En cuanto al cambio climático, ha incrementado un 25 % el nivel de emisiones de gases de efecto
invernadero desde 1990 a un nivel de aproximadamente 750 Mt/año en 2008. Para asegurar una
reducción de los gases de efecto invernadero y unas medidas medioambientales exhaustivas aliadas
con las políticas estadounidenses, se llegó al compromiso de reducir un 17 % dichas emisiones para el
año 2020. Dicho compromiso incluye, entre otras medidas, sustituir los combustibles por fuentes de
energía renovables y de bajo contenido en carbón, la captura y almacenamiento de carbón, y una mayor
eficiencia en el comercio y transporte energético. Grandes cantidades de centrales de carbón han sido
cerradas o suspendidas temporalmente al mismo tiempo que 15.000 MW de sistemas de turbinas de
gas han sido instalados para reducir las emisiones 30 Mt/año para llegar al nivel de 700 Mt/año en
2010 (menos 200 kt/año de contaminación del aire).
7.2.3 Legislación de la Comisión Europea
Los países europeos han tenido diversas políticas regulatorias del aire desde mediados de los setenta.
Varias jurisdicciones de la Unión Europea han discutido desde 1996 diversas políticas que pudieran
integrar cuestiones de contaminación ambiental (únicamente gases ácidos, sustancias tóxicas del aire,
90
calidad del agua y suelo) en la directiva de Control y Prevención Integrados de la Contaminación
(“Integrated Pollution Prevention and Control” o “IPCC”). La Directiva de Grandes Plantas de
Combustión (“Large Combustion Plan Directive” o “LCPD”) se hizo oficial en 2001 revisando sus
directrices en 2005 y combinando varias de ellas en un único documento en 2007. Dicho documento
fue reforzado con referencias sobre las BAT o “BREFs” para los contaminantes atmosféricos. El
LCPD intensificó los límites de emisión para grandes instalaciones de combustión e introdujo
requisitos mínimos en las inspecciones de las plantas, la revisión en la concesión de permisos y la
presentación de informes acerca de su cumplimiento para centrales de entre 20 y 50 MW de potencia
térmica. Esto establecería límites en las emisiones de SO2, NOx y materia volátil en la mayoría de las
plantas industriales. Para cualquier planta que emplee gas natural, las emisiones de NOx se limitaban
a 50 mg/m3 o 25 ppm. Para las centrales de cogeneración con un 75 % de eficiencia dicho límite sería
de 75 mg/m3 o 37 ppm. Por otra parte, para las centrales que emplean otros combustibles líquidos o
gaseosos se estableció como límite 75 mg/m3.
La mayor parte de los países de la Unión Europea tienen sus propias políticas individuales para turbinas
de gas. Europa utiliza tradicionalmente límites basados en la concentración (mg/m3) o niveles basados
en el calor del combusible (g/GJ).
Tabla 5. Límites de contaminantes atmosféricos para países europeos en 2005. (Fuente: ieuwen, Tim C and
Yang, Vigor. Gas Turbine Emissions. First Edition. United States of America: Cambridge University Press.
ISBN: 978-0-521-76405-6.)
7.2.4 Políticas europeas de gases de efecto invernadero
En la actualidad se está debatiendo acerca de si los estados miembros de la Unión Europea deberían
de adoptar las BREFs en sus autorizaciones y de como el comercio de derechos de emisión de gases
de efecto invernadero y de emisiones de NOx o CO debería ser incorporado en la poliítica nacional.
La posible integración de estas políticas ambientales podría dar lugar a la posibilidad de proporcionar
una mayor claridad en energías limpias y en la seguridad energética al mismo tiempo que intentan
simplificar su implementación.
91
El Régimen de Comercio de Derechos de Emisión de la Unión Europea o RCDE (“Emission Trading
Scheme” o “ETS”) es la piedra angular de la iniciativa puesta en marcha en 2005 por la Unión Europea
para reducir sus emisiones de dióxido de carbono y otros gases de efecto invernadero al menor costo
posible. El sistema consiste en establecer un límite de emisiones totales para una serie de sectores
industriales con altos niveles de emisiones. El límite se rebaja cada año. Dentro de los márgenes de
este límite, las empresas pueden comprar y vender derechos de emisión, según sus necesidades. Este
régimen de límites máximos proporciona a las empresas la flexibilidad que necesitan para reducir sus
emisiones de la forma más rentable.
El ETS afecta a más de 11.000 centrales eléctricas y plantas de producción de los veintiocho Estados
miembros de la UE, más Islandia, Liechtenstein y Noruega. También es aplicable a los vuelos
nacionales e internacionales entre la mayoría de estos países. En total, el ETS cubre alrededor del 45
% del conjunto de las emisiones de la UE. El ETS es, además, el mayor mercado mundial de créditos
generados por proyectos de ahorro de emisiones. Por este motivo, es una importante fuente de
inversiones en desarrollo sostenible desde el punto de vista medioambiental en los países en desarrollo.
Este sistema es el mayor mercado mundial de comercio de emisiones y representa más de las tres
cuartas partes del comercio internacional de carbono.
A partir de 2013, el límite para las emisiones de las centrales eléctricas y otras instalaciones se reduce
un 1,74 % cada año. Esto significa que en 2020, las emisiones de gases de efecto invernadero
procedentes de estos sectores serán un 21 % más bajas que en 2005. El sector de la navegación aérea
tiene un tope diferente: para el período comercial 2013-2020, tendrá que ser un 5 % inferior al nivel
medio anual de emisiones de los años 2004-2006.
Los derechos de emisión son la moneda del ETS y el hecho de que exista un límite en su número total
sisponible les da un valor. Cada derecho concede al titular permiso para emitir una tonelada de CO2,
que es el principal gas de efecto invernadero, o la cantidad equivalente de los otros principales gases
de efecto invernadero, que son el óxido nitroso (N2O) y los perfluorocarbonos (PFC). Los derechos
solo pueden emplearse una vez. Las empresas tienen que entregar los derechos correspondientes a cada
tonelada de N2O o PFC) cubierta por el ETS emitida el año anterior. Si no entregan los derechos
equivalentes a sus emisiones se les imponen multas cuantiosas.
7.2.4.1 Reino Unido
Reino Unido ha reducido significativamente sus emisiones de gases de efecto invernadero desde los
niveles de 1990 que rondaban los 780 Mt/año de CO2e a cerca de 570 Mt/año en 2009, una disminución
del 26 % causada principalmente por la sustitución progresiva de los combustibles fósiles por fuentes
energía renovables y, recientemente, por la disminución de su actividad económica. Además, se ha
propuesto como objetivo a largo plazo reducir sus emisiones un 34 % en 2020 y un 80 % en 2050
siendo el primer gobierno en promulgar políticas para reducir el carbono mediante la Ley del Cambio
Climático de 2008.
7.2.4.2 Suecia
Suecia y otros países escandinavos han tratado el cambio climático y los gases de efecto invernadero
desde 1980, incluyendo un impuesto sobre el carbono en 1991. Tiene como objetivo reducir un 40 %
de dichas emisiones en 2020 mediante una combinación de la mejora de la eficiencia energética y
políticas de energías renovables en la Cumbre del Clima en 2009.
7.2.4.3 Alemania
Aunque en Alemania siempre han confiado fuertemente en la generación de energía a partir de
combustibles fósiles, también ha liderado el desarrollo de políticas para reducir las emisiones de gases
de efecto invernadero. Estas han sido reducidas de 1.200 Mt/año a 1.000 Mt/año. Actualmente, la meta
para 2020 es reducir sus emisiones un 20 % con su Programa Integrado de Energía y Clima aunque se
está planteando si puede llegar a alcanzar el 30 %. Dicho objetivo se pretende alcanzar reduciendo 100
Mt/año mediante la captura del carbón, la cogeneración y otras técnicas de energía limpia.
92
7.2.4.4 Francia
Su política está basada en el Plan Clima de 2004 y en los Foros sobre Medio Ambiente de 2007 y
2010. Debido a su fuerte dependencia con la energía nuclear e hidraúlica, las emisiones relacionadas
con la energía de Francia son bastante bajas (530 Mt/año) aunque han supuesto un ligero descenso
desde 1990.
7.2.4.5 Italia
El sistema italiano de Certificados Blancos es una iniciativa multisectorial que promueve la eficiencia
energética en todos los sectores de uso final de la energía en 2020, incluyendo el uso de la cogeneración
y ciclos combinados. Por otro lado, el sistema de Certificados Verdes tiene por objetivo aumentar las
energías renovables para reducir las emisiones contaminantes que han aumentado ligeramente desde
1990 pasando de 516 Mt/año a 550 Mt/año.
7.2.5 Otras regiones internacionales
7.2.5.1 Japón
Japón tiene distintas fuentes de energía como combustibles fósiles, energía hidraúlica y energía
nuclear, aunque la mayor parte de los combustibles como el petróleo y el gas natural son importados.
Mientras que el país siempre ha tenido una normativa muy estricta para la contaminación atmosférica,
sus gases de efecto invernadero han pasado de 1.200 Mt en 1990 a casi 1.400 Mt en 2008. La primera
planta de gasificación de carbón fue construida en Nakoso en 2010. En cuanto a las emisiones de NOx
en turbinas de gas, las normas de 1992 requerían unos niveles de 30 ppm en zonas muy pobladas y 42
ppm en otros lugares. En la actualidad, se están utilizando normas más estrictas para seguir las políticas
de BACT de Estados Unidos con cámaras de combustión DLN y sistemas de postratamiento de
emisiones (SCR).
7.2.5.2 Australia
Las unidades de más de 10 MW alimentadas por gas requieren un límite de 34 ppm y las unidades
impulsadas por petróleo de menos de 10 MW tienen un límite de 44 ppm. En 2002 se publicó
“Protection os the Environment Operations (Clean Air) Regulation of 2002” que estableció un límite
de 25 ppm para instalaciones impulsadas por gas y de 45 ppm para instalaciones alimentadas por
combustibles destilados del petróleo.
93
REFERENCIAS
[1] H. Lefebvre, Arthur and R. Ballal, Dilip. GAS Turbine Combustion Alternative Fuels and
Emission. Third Edition. Unites Estates of America: CRC Press Taylor & Francis Group,
2010. ISBN: 978-1-4200-8604-1.
[2] Galmés Belmonte, Borja. MOTORES DE REACCIÓN Y TURBINAS DE GAS. 1ª Edición.
España: Ediciones Paraninfo SA, 2015. ISBN: 978-84-283-3719-9.
[3] Prieto, Ismael. “Reducción de emisiones de Óxidos de Nitrógeno”. Reducción de emisiones
contaminantes en grandes instalaciones de combustión.
[4] www.turbinasdegas.com
[5] Pavri, Roointon and D. Moore, Gerald. Gas Turbine Emissions and Control. Unites Estates of
America: General Electrics Power Systems, 2001.
[6] Lieuwen, Tim C and Yang, Vigor. Gas Turbine Emissions. First Edition. United States of
America: Cambridge University Press. ISBN: 978-0-521-76405-6.
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Conditions on Pollutant Emissions”, International Journal of Turbo and Jet Engines. Vol. 6,
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[8] Hung, W. S. Y., and Agan, D. D., “The Control of NOx and CO Emissions from 7-MW Gas
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50, 1985.
[9] Chin, J.S., and Lefebvre, A. H., “Influence os Fuel Chemical Properties on Soot Emissions
from Gas Turbine Combustors”, ASME 89-GT-261, 1989.
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