Compresor axial

Un compresor axial es un tipo de compresor de gas que presuriza continuamente un fluido de trabajo. Se trata de un dispositivo giratorio con perfil aerodinámico en el que el fluido fluye principalmente en una dirección paralela al eje de rotación. Esto distingue a los compresores axiales de otros tipos de compresores rotativos, como los compresores centrífugos , los compresores axicentrífugos y los compresores de flujo mixto , en los que el fluido que fluye incluye un componente radial significativo dirigido hacia afuera del eje de rotación.

Las palas del rotor ejercen un par de torsión sobre el fluido, aumentando su energía a medida que pasa por el compresor. Las palas fijas, o estatores , ralentizan el fluido, convirtiendo la componente circunferencial del flujo en presión. ^{[ 1 ]} Los compresores suelen ser accionados por un motor eléctrico , una turbina de vapor o una turbina de gas . ^{[ 2 ]}

Los compresores de flujo axial generan un flujo continuo de gas comprimido. Presentan una alta eficiencia y un elevado caudal másico en relación con el tamaño de su sección transversal. Son más complejos y costosos que otros diseños, ya que requieren varias filas de perfiles aerodinámicos para lograr un aumento de presión significativo.

Los compresores axiales son fundamentales en el diseño de grandes turbinas de gas, como las de los motores a reacción , los motores de barcos de alta velocidad y las centrales eléctricas de pequeña escala . También se utilizan en aplicaciones industriales como plantas de separación de aire de gran volumen, aire de alto horno , aire para craqueo catalítico fluidizado y deshidrogenación de propano . Además, debido a su rendimiento y operatividad en todo el rango de vuelo (límites operativos seguros para una aeronave), se utilizan ampliamente en aplicaciones aeroespaciales.

Los compresores axiales constan de filas alternas de álabes giratorios y estacionarios. Los álabes giratorios, o rotores, están montados sobre un tambor giratorio, accionado por un eje central. Los álabes estacionarios, conocidos como paletas o estatores, están montados sobre una carcasa tubular. Una fila de rotores y una fila de estatores forman una etapa. Los rotores imparten energía cinética al fluido de trabajo, aumentando su velocidad en las direcciones axial y circunferencial. Los estatores convierten la energía cinética aumentada en presión estática mediante difusión y redirigen la dirección del flujo del fluido para prepararlo para los álabes del rotor de la siguiente etapa. ^{[ 3 ]} El área entre el tambor del rotor y la carcasa disminuye a lo largo de la dirección del flujo para mantener un número de Mach óptimo a medida que se comprime el fluido.

Los conductos del rotor pueden diseñarse para lograr un aumento de presión por difusión, lo que resulta en un mayor aumento de presión por etapa. La relación entre el aumento de presión en el rotor y el aumento de presión total de la etapa se conoce como grado de reacción .

El aumento de presión producido por una sola etapa está limitado por la velocidad relativa entre el rotor y el fluido, y por las capacidades de giro y difusión de los álabes. Una etapa típica en un compresor comercial produce un aumento de presión de entre el 15 % y el 60 % (relaciones de presión de 1,15 a 1,6) en condiciones de diseño con una eficiencia politrópica en la región del 90 al 95 %. Para lograr diferentes relaciones de presión, los compresores axiales se diseñan con diferentes números de etapas y velocidades de rotación. Como regla general, se puede suponer que cada etapa en un compresor dado tiene el mismo aumento de temperatura (ΔT). Por lo tanto, a la entrada, la temperatura (Tetapa) a cada etapa debe aumentar progresivamente a través del compresor y la relación (ΔT)/(Tetapa) de entrada debe disminuir, lo que implica una reducción progresiva en la relación de presión de la etapa a través de la unidad. Por consiguiente, la etapa posterior desarrolla una relación de presión significativamente menor que la primera etapa. También es posible alcanzar relaciones de presión de etapa más elevadas si la velocidad relativa entre el fluido y los rotores es supersónica, pero esto se logra a costa de la eficiencia y la operatividad. Estos compresores, con relaciones de presión de etapa superiores a 2, solo se utilizan cuando minimizar el tamaño, el peso o la complejidad del compresor es fundamental, como en los aviones militares.

Los perfiles aerodinámicos están optimizados y adaptados a velocidades y giros específicos. Si bien los compresores pueden funcionar en otras condiciones con diferentes caudales, velocidades o relaciones de presión, esto puede resultar en una pérdida de eficiencia o incluso en una interrupción parcial o total del flujo (conocida como pérdida de presión del compresor y sobrepresión, respectivamente). Por lo tanto, un límite práctico en el número de etapas y la relación de presión total proviene de la interacción de las diferentes etapas cuando se requiere trabajar fuera de las condiciones de diseño. Estas condiciones "fuera de diseño" pueden mitigarse hasta cierto punto proporcionando cierta flexibilidad al compresor. Esto se logra normalmente mediante el uso de estatores ajustables o con válvulas que pueden purgar fluido del flujo principal entre etapas (purga entre etapas). Los motores a reacción modernos utilizan una serie de compresores, que funcionan a diferentes velocidades, para suministrar aire con una relación de presión de aproximadamente 40:1 para la combustión con suficiente flexibilidad para todas las condiciones de vuelo.

La ley del momento angular establece que la suma de los momentos de las fuerzas externas que actúan sobre un fluido que ocupa temporalmente el volumen de control es igual al cambio neto del flujo de momento angular a través del volumen de control.

El fluido giratorio entra en el volumen de control en el radio,${\displaystyle r_{1}\,}$, con velocidad tangencial,${\displaystyle V_{w1}\,}$y hojas en el radio,${\displaystyle r_{2}\,}$, con velocidad tangencial,${\displaystyle V_{w2}\,}$.

${\displaystyle V_{1}\,}$y${\displaystyle V_{2}\,}$son las velocidades absolutas en la entrada y la salida respectivamente.

${\displaystyle V_{f1}\,}$y${\displaystyle V_{f2}\,}$son las velocidades de flujo axial en la entrada y la salida respectivamente.

${\displaystyle V_{w1}\,}$y${\displaystyle V_{w2}\,}$son las velocidades de remolino en la entrada y la salida respectivamente.

${\displaystyle V_{r1}\,}$y${\displaystyle V_{r2}\,}$son las velocidades relativas de las palas en la entrada y la salida, respectivamente.

${\displaystyle U\,}$es la velocidad lineal de la pala.

${\displaystyle \alpha }$es el ángulo de la paleta guía y${\displaystyle \beta }$es el ángulo de la hoja.

La tasa de cambio del momento,${\displaystyle F}$, viene dado por:

${\displaystyle F={\dot {m}}\left(V_{w2}-V_{w1}\right)={\dot {m}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,}$(a partir del triángulo de velocidades)

La potencia consumida por una pala móvil ideal, P, viene dada por la ecuación:

${\displaystyle P={\dot {m}}U\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,}$

Cambio en la entalpía del fluido en las palas en movimiento:

${\displaystyle P={\dot {m}}\left(h_{02}-h_{01}\right)={\dot {m}}c_{p}\left(T_{02}-T_{01}\right)\,}$

Por lo tanto,

${\displaystyle P={\dot {m}}U\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)={\dot {m}}c_{p}\left(T_{02}-T_{01}\right)\,}$

lo cual implica,

${\displaystyle \delta (T_{0})_{\text{isentropic}}={\frac {U}{c_{p}}}\left(V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right)\,}$

Compresión isentrópica en la pala del rotor ,

${\displaystyle p_{2}-p_{1}=p_{1}\left(\left[{\frac {T_{2}}{T_{1}}}\right]^{\frac {\gamma }{\gamma -1}}-1\right)\,}$

Por lo tanto,

${\displaystyle {\frac {(p_{02})_{\text{actual}}}{p_{01}}}=\left(1+{\frac {\eta _{\text{stage}}\delta (T_{0})_{\text{isentropic}}}{T_{01}}}\right)^{\frac {\gamma }{\gamma -1}}\,}$

lo cual implica

${\displaystyle {\frac {(p_{02})_{\text{actual}}}{p_{01}}}=\left(1+{\frac {\eta _{\text{stage}}U}{T_{01}c_{p}}}\left[V_{f2}\tan \alpha _{2}-V_{f1}\tan \alpha _{1}\right]\right)^{\frac {\gamma }{\gamma -1}}\,}$

Grado de reacción : La diferencia de presión entre la entrada y la salida del álabe del rotor se denomina presión de reacción . El cambio en la energía de presión se calcula mediante el grado de reacción .

${\displaystyle {\begin{aligned}R&={\frac {h_{2}-h_{1}}{h_{02}-h_{01}}}\\P&={\dot {m}}c_{p}\left(T_{2}+{\frac {V_{2}^{2}}{2c_{p}}}-\left[T_{1}+{\frac {V_{1}^{2}}{2c_{p}}}\right]\right)\\P&={\dot {m}}\left(h_{2}-h_{1}+\left[{\frac {V_{2}^{2}}{2}}-{\frac {V_{1}^{2}}{2}}\right]\right)\\h_{2}-h_{1}&={\frac {V_{r1}^{2}}{2}}-{\frac {V_{r2}^{2}}{2}}\\T_{2}-T_{1}&={\frac {V_{r1}^{2}}{2c_{p}}}-{\frac {V_{r2}^{2}}{2c_{p}}}\end{aligned}}}$

Por lo tanto,

${\displaystyle R={\frac {V_{r1}^{2}-V_{r2}^{2}}{V_{r1}^{2}-V_{r2}^{2}+V_{1}^{2}-V_{2}^{2}}}\,}$

Existen múltiples modos de inestabilidad que puede experimentar un compresor axial. Edward Greitzer ^{[ 5 ]} utilizó un modelo de sistema de compresión tipo resonador de Helmholtz para predecir la respuesta transitoria de un sistema de compresión tras una pequeña perturbación superpuesta a una condición de operación estable. Encontró un parámetro adimensional que predecía qué modo de inestabilidad del compresor, entrada en pérdida rotacional o sobretensión, se produciría. El parámetro utilizaba la velocidad del rotor, la frecuencia del resonador de Helmholtz del sistema y una "longitud efectiva" del conducto del compresor. Estos parámetros produjeron un valor crítico que predecía la entrada en pérdida rotacional o la sobretensión cuando la pendiente de la relación de presión frente al flujo cambiaba de negativa a positiva.

Aumento

En la gráfica de presión-caudal, la línea que separa dos regiones —inestable y estable— se conoce como línea de sobretensión . Esta línea se forma uniendo los puntos de sobretensión a diferentes velocidades de rotación. La sobretensión es el flujo inestable en compresores axiales debido a la ruptura total del flujo constante. ^{[ 2 ]} Este fenómeno afecta el rendimiento del compresor y es indeseable.  

Desde el punto de vista del intercambio de energía, los compresores axiales son turbinas invertidas. El diseñador de turbinas de vapor Charles Algernon Parsons , por ejemplo, reconoció que una turbina que producía trabajo en virtud de la presión estática de un fluido (es decir, una turbina de reacción) podía invertir su acción para funcionar como compresor de aire, denominándola turbocompresor o bomba. Sus álabes de rotor y estator, descritos en una de sus patentes ^{[ 7 ],} tenían poca o ninguna curvatura, aunque en algunos casos el diseño de los álabes se basaba en la teoría de las hélices. ^{[ 8 ]} Estas máquinas, accionadas por turbinas de vapor, se utilizaban con fines industriales, como el suministro de aire a altos hornos. Parsons suministró el primer compresor axial comercial para su uso en una fundición de plomo en 1901. ^{[ 9 ]} Las máquinas de Parsons tenían bajas eficiencias, posteriormente atribuidas a la pérdida de sustentación de los álabes, y pronto fueron reemplazadas por compresores centrífugos más eficientes. Brown Boveri & Cie produjo compresores ^de "turbina inversa", accionados por turbinas de gas, con álabes derivados de investigaciones aerodinámicas que eran más eficientes que los tipos centrífugos al bombear grandes caudales de 40 000 ^ft³ / min (19 m³ /s) a presiones de hasta 45 psi (310 kPa) . ^{[ 9 ]}    

Debido a que los primeros compresores axiales no eran lo suficientemente eficientes, varios artículos de principios de la década de 1920 afirmaban que sería imposible construir un motor turborreactor de flujo axial práctico. La situación cambió después de que A. A. Griffith publicara un artículo fundamental en 1926, en el que señalaba que la razón del bajo rendimiento era que los compresores existentes utilizaban álabes planos y, en esencia, "volaban en pérdida ". Demostró que el uso de perfiles aerodinámicos en lugar de álabes planos aumentaría la eficiencia hasta el punto de que un motor a reacción práctico se convertiría en una posibilidad real. Concluyó el artículo con un diagrama básico de dicho motor, que incluía una segunda turbina utilizada para impulsar una hélice .

Aunque Griffith era conocido por sus trabajos anteriores sobre fatiga de metales y medición de tensiones , parece que pocos proyectos surgieron como resultado directo de su artículo. El único esfuerzo evidente fue un compresor de prueba construido por Hayne Constant , colega de Griffith en el Royal Aircraft Establishment . Otros intentos iniciales de motores a reacción, en particular los de Frank Whittle y Hans von Ohain , se basaron en el compresor centrífugo, más robusto y mejor comprendido , que se utilizaba ampliamente en los sobrealimentadores . Griffith había visto el trabajo de Whittle en 1929 y lo desestimó, señalando un error matemático y afirmando además que el tamaño frontal del motor lo haría inútil en una aeronave de alta velocidad.

El trabajo real en motores de flujo axial comenzó a finales de la década de 1930, en varios proyectos que se iniciaron casi simultáneamente. En Inglaterra, Hayne Constant llegó a un acuerdo con la empresa de turbinas de vapor Metropolitan-Vickers (Metrovick) en 1937, iniciando su proyecto de turbohélice basado en el diseño de Griffith en 1938. En 1940, tras el éxito del diseño de flujo centrífugo de Whittle, su proyecto se rediseñó como un motor a reacción puro, el Metrovick F.2 . En Alemania, von Ohain había producido varios motores centrífugos funcionales, algunos de los cuales habían volado, incluido el primer avión a reacción del mundo ( He 178 ), pero los esfuerzos de desarrollo se habían trasladado a Junkers ( Jumo 004 ) y BMW ( BMW 003 ), que utilizaron diseños de flujo axial en el primer caza a reacción del mundo ( Messerschmitt Me 262 ) y bombardero a reacción ( Arado Ar 234 ). En Estados Unidos, tanto Lockheed como General Electric obtuvieron contratos en 1941 para desarrollar motores de flujo axial; el primero, un motor a reacción puro , y el segundo, un turbohélice. Northrop también inició su propio proyecto para desarrollar un turbohélice, que la Armada estadounidense finalmente contrató en 1943. Westinghouse también se unió a la competencia en 1942, y su proyecto resultó ser el único exitoso de los esfuerzos estadounidenses, convirtiéndose posteriormente en el J30 .

Como Griffith ya había señalado en 1929, el gran tamaño frontal del compresor centrífugo provocaba una mayor resistencia aerodinámica que el compresor axial, de menor diámetro. Además, el diseño axial permitía mejorar la relación de compresión simplemente añadiendo etapas adicionales y alargando ligeramente el motor. En el diseño centrífugo, el compresor debía tener un diámetro mayor, lo que dificultaba su correcta integración en el fuselaje delgado y aerodinámico de un avión (aunque similar al perfil de los motores radiales ya ampliamente utilizados). Por otro lado, los diseños centrífugos resultaron mucho menos complejos (la principal razón por la que se impusieron en la carrera por desarrollar prototipos) y, por lo tanto, son adecuados para aplicaciones donde el tamaño y la aerodinámica no son tan importantes.

En la aplicación de motores a reacción, el compresor se enfrenta a una amplia variedad de condiciones de funcionamiento. En tierra, con ajustes de alta potencia, la presión de entrada es alta, la velocidad de entrada es cero y el compresor gira a diferentes velocidades al aplicarse la potencia. Una vez en vuelo, la presión de entrada disminuye, pero la velocidad de entrada aumenta (debido al movimiento hacia adelante de la aeronave) para recuperar parte de esta presión, y el compresor tiende a funcionar a una velocidad constante durante largos periodos de tiempo.

Sencillamente, no existe un compresor "perfecto" para esta amplia gama de condiciones de funcionamiento. Los compresores de geometría fija, como los utilizados en los primeros motores a reacción, están limitados a una relación de presión de diseño de aproximadamente 4:1 o 5:1. Como en cualquier motor térmico , la eficiencia del combustible está estrechamente relacionada con la relación de compresión , por lo que existe una gran necesidad económica de mejorar las etapas del compresor más allá de estas relaciones.

Además, el compresor puede detenerse si las condiciones de entrada cambian bruscamente, un problema común en los primeros motores. En algunos casos, si la parada se produce cerca de la parte delantera del motor, todas las etapas posteriores dejarán de comprimir el aire. En esta situación, la energía necesaria para el funcionamiento del compresor disminuye repentinamente, y el aire caliente restante en la parte trasera del motor permite que la turbina acelere drásticamente todo el motor. Esta condición, conocida como sobrepresión, era un problema importante en los primeros motores y a menudo provocaba la rotura y el desprendimiento de álabes de la turbina o el compresor.

Por todas estas razones, los compresores axiales de los motores a reacción modernos son considerablemente más complejos que los de los diseños anteriores.

Bobinas

Todos los compresores tienen un punto óptimo que relaciona la velocidad de rotación y la presión, y las compresiones más altas requieren velocidades más altas. Los primeros motores se diseñaron para ser sencillos y utilizaban un único compresor grande que giraba a una sola velocidad. Los diseños posteriores añadieron una segunda turbina y dividieron el compresor en secciones de baja y alta presión, girando esta última a mayor velocidad. Este diseño de dos ejes , pionero en el Bristol Olympus , resultó en una mayor eficiencia. Se pueden lograr mayores aumentos de eficiencia añadiendo un tercer eje, pero en la práctica, la complejidad adicional incrementa los costos de mantenimiento hasta el punto de anular cualquier beneficio económico. Dicho esto, existen varios motores de tres ejes en uso, siendo quizás el más famoso el Rolls-Royce RB211 (y su sucesor, el Rolls-Royce Trent ), utilizado en una amplia variedad de aeronaves comerciales.

• Compresor centrífugo – Subclase de turbomáquinas 
• Componentes de los motores a reacción : breve descripción de los componentes necesarios para los motores a reacción. 
• Diseño de ventilador axial : ventilador que induce un flujo de gas mayormente paralelo al eje. 
• Bomba de flujo axial : tipo de bomba que consta de una hélice en una tubería. 
• Turbobomba : bomba accionada por una turbina de gas. 

• Treager, Irwin E. 'Tecnología de motores de turbina de gas para aeronaves', 3.ª ed., McGraw-Hill Book Company, 1995, ISBN 978-0-02-8018287
• Hill, Philip y Carl Peterson. «Mecánica y termodinámica de la propulsión», 2.ª ed., Prentice Hall, 1991. ISBN 0-201-14659-2.
• Kerrebrock, Jack L. «Motores de aeronaves y turbinas de gas», 2.ª ed., Cambridge, Massachusetts: The MIT Press, 1992. ISBN 0-262-11162-4.
• Rangwalla, Abdulla S. «Dinámica de la turbomaquinaria: diseño y funcionamiento», Nueva York: McGraw-Hill: 2005. ISBN 0-07-145369-5.
• Wilson, David Gordon y Theodosios Korakianitis. «El diseño de turbomáquinas y turbinas de alta eficiencia», 2.ª ed., Prentice Hall, 1998. ISBN 0-13-312000-7.