Investigación del flujo de aire en el canal de recirculación interna del compresor centrífugo
Investigation of Airflow in Internal Recirculation Channel of Centrifugal Compressor
Este documento es un artículo elaborado por M. Poledno, P. Kmoch, y A. Jílek (Department of Airspace and Rocket Technologies, University of Defence, Brno, Czech Republic) para Advances in Military Technology (Vol 9. núm 2 art. 16 págs.)
Investigation of Airflow in Internal Recirculation Channel of Centrifugal Compressor
Investigación del flujo de aire en el canal de recirculación interna del compresor centrífugo
Los compresores centrífugos contemporáneos de alta presión tienen un funcionamiento estrecho y estable. Para lograr una región operativa estable más amplia, se pueden usar algunas medidas contra sobretensiones, como un canal de recirculación interna (IRC). Este artículo presenta un estudio del flujo de aire en IRC de un compresor centrífugo. Se diseñó y fabricó un modelo de dicho canal para investigar la influencia de varias geometrías de ranura de entrada IRC en los parámetros de flujo de aire. También se realizó una simulación numérica del flujo de aire para las variantes seleccionadas. Los resultados de la simulación junto con los resultados del experimento nos permiten analizar el flujo de aire en el área de la ranura de entrada y descubrir su geometría más adecuada.
1. Introducción
En la aviación, los compresores centrífugos encuentran su lugar en los motores de turbina de gas que funcionan a baja velocidad de flujo de masa de aire como los motores de turboeje de baja potencia, las unidades de potencia auxiliar (APU) o los motores turborreactores especiales. También se utilizan como turbocompresores en los motores de pistón de los aviones. Estos compresores son sencillos, ligeros, fáciles de fabricar y, por lo tanto, bastante baratos.
En la Fig. 1 se muestra una vista esquemática de un compresor centrífugo. El compresor consta de un conducto de entrada (0-1), un impulsor (1-2), un difusor sin álabes (2-3), un difusor con álabes (3-4) y un conducto de salida (4-5) [1].
Un análisis del ciclo termodinámico de un motor de turbina de gas [2] muestra que se necesitan altos valores de la relación de presión del compresor para lograr la potencia necesaria del motor, especialmente para la alta temperatura frente a la turbina. Sin embargo, esos compresores de alta relación de presión tienen una región de funcionamiento estable estrecha. Esta región se define por la diferencia de la tasa de flujo de masa de aire desde la línea de oleaje hasta el estrangulador aerodinámico. Debido a la estrecha región de funcionamiento estable, el comportamiento transitorio se ve afectado negativamente, lo que puede causar una disminución de la operatividad de tales motores de turbina de gas.
La relación de presión del compresor πct se define por la presión total a la salida del compresor p5t y la presión total delante del impulsor p1t (véase la Fig. 1):
Fórmula (1)
La eficiencia isoentrópica del compresor ηc se calcula a partir de las temperaturas totales, donde T*5t es una temperatura isoentrópica a la salida del compresor:
Fórmula (2)
Este documento es un artículo elaborado por M. Poledno, P. Kmoch, y A. Jílek (Department of Airspace and Rocket Technologies, University of Defence, Brno, Czech Republic) para Advances in Military Technology (Vol 9. núm 2 art. 16 págs.) Publicación de University of Defence Contacto: [email protected]
