第三章 轴流压气机工作原理
第三章 轴流压气机的工作原理
压气机是燃气涡轮发动机的重要部件之一，它的作用是给燃烧室提供经过压缩的高压、
高温气体。根据压气机的结构和气流流动特点，可以把它分为两种主要型式：轴流式压气机
和离心式压气机。本章论述轴流式压气机的基本工作原理，重点介绍压气机基元级和压气机
一级的流动特性及工作原理。
第一节 轴流压气机的增压比和效率
轴流式压气机由两大部分组成，与压气机旋转轴相联接的轮盘和叶片构成压气机的转
子，外部不转动的机匣和与机匣相联接的叶片构成压气机的静子。转子上的叶片称为动叶，静子上的叶片称为静叶。每一排动叶（包括动叶安装盘）和紧随其后的一排静叶（包括机匣）构成轴流式压气机的一级。图3－1为一台10级轴流压气机，在第一级动叶前设有进口导流
叶片（静叶）。
图3－1 多级轴流压气机
压气机的增压比定义为
***=1p p k k
π （3－1） *k
p ：压气机出口截面的总压；*1p ：压气机进口截面的总压；*号表示用滞止参数（总参数）来定义。
依据工程热力学有关热机热力循环的理论，对于燃气涡轮发动机来讲，在一定范围内，
压气机出口的压力愈高，则燃气涡轮发动机的循环热效率也就愈高。近六十年来，压气机的
总增压比有了很大的提高，从早期的总增压比3.5左右，提高到目前的总增压比40以上。
图3－2 压气机的总增压比发展历程
压气机的绝热效率定义为
**
*=k adk
k
L L η （3－2） 效率公式定义的物理意义是将气体从*1p 压缩到*2p ，理想的、无摩擦的绝热等熵过程
所需要的机械功*
adk L 与实际的、有摩擦的、绝热熵增过程所需要的机械功k L *
之比。 p 1*p k
*1k ad
k
L *k L *ad k
s
h *
图3－3 压气机热力过程焓熵图 由热焓形式能量方程（2－5）式、绝热条件、等熵过程的气动关系式)1(1
1)(k k adk adk p p T T -****=和R k k c p 1
-=可以得到 )1(1)(111--=-=-****k k k adk p adk RT k k T T c L π （3－3） )1(1)(1
11--=-=******T T RT k k T T c L k k p k （3－4） 将（3－3）和（3－4）式代入到（3－2）式，则得到
11
11--=**-**T T k k k k k πη （3－5）
效率公式（3-5）式可以用来计算多级或单级压气机的绝热效率，也可以用来计算单排
转子的绝热效率，只要*k p 和*k T 取相应出口截面处值即可。压气机静子不对气体作功，静子
的性能不能用效率公式（3-5）式衡量，静子的气动品质用总压恢复系数*23σ反映，*23σ＝
p *静子出口/ p *
静子进口 。
压气机的效率高，说明压缩过程中的流阻损失小，实际过程接近理想过程。或者说，
压气机效率愈高，达到相同增压比时，所需要外界输入的机械功愈少。目前，单级轴流压气
机的绝热效率可以达到90％以上，高增压比的多级轴流压气机的绝热效率也可以达到85％
以上。
第二节轴流压气机的基元级和基元级的速度三角形
高增压比的轴流压气机通常由多级组成，其中每一级在一般情况下都是由一排动叶和一排静叶构成，并且每级的工作原理大致相同，可以通过研究压气机的一级来了解其工作原理。
为更加清楚地认识轴流压气机如何对气体进行加功和增压的工作过程和原理，还可以将轴流压气机的一级作进一步的分解和化简。化简的方法：用两个与压气机同轴并且半径相差
?很小的一段，如图3－4和图3－5所很小的圆柱面，将压气机的一级在沿叶高方向截出r
示。这样就得到了构成压气机一级的微元单位——基元级，压气机的一级可以看成是由很多的基元级沿叶高叠加而成。
图3－4 压气机的一级
图3－5圆柱面上的基元级
?非基元级由一排转子叶片和一排静子叶片组成，它保留了轴流压气机的基本特征。因r
常小，气体在基元级中流动其参数可以认为只在沿压气机轴向和圆周方向发生变化，在圆柱坐标系下，这样的流动是二维流动。为研究方便，可将圆柱面上的环形基元级展开成为平面上的基元级（如图3－6），在二维平面上研究压气机基元级的工作原理。
图3－6展开成平面的基元级
在平面基元级中，动叶以速度u平移，u相等于圆柱面上半径为r处基元级动叶的圆周
运动速度，r u ?=ω。要想了解气体经过基元级动叶时的流动情况，可以将坐标系建立在
动叶上，在随动叶一起运动的相对坐标系下，研究气体相对动叶的流动过程。静叶静止不动，
可在绝对坐标系下研究气体相对静叶的流动。
理论力学中介绍过，物体绝对运动速度等于相对运动速度和牵连运动速度的矢量和。根
据这一原理，可以得到动叶进口和动叶出口的气流速度三角形，如图3－6所示。图中c 为
气流的绝对速度，w 为气流相对动叶的速度，u 为牵连速度（动叶或坐标系移动速度），c 、w
和u 都是矢量。1c 是动叶进口气流的绝对速度，2c 是动叶出口气流的绝对速度，也是静叶
进口的气流速度。3c 是静叶出口的气流速度。
将动叶进口和动叶出口的速度三角形叠加画到一起，就可以得到基元级的速度三角形，
如图3－7（a ）所示。在一般亚声速流动的情况下，气流经过基元级的动叶和静叶后，绝对
速度的周向分量u c 和相对速度的周向分量u w 变化比较大，而绝对速度的轴向分量a c 和相对
速度的轴向分量a w 变化不大，可尽似地认为a a a c c c 321≈≈。这样，基元级的速度三角形可
进一步化简为图3－7(b)所示形式。
(a)
w 1
w 2c 1c 2β1
β2α1α2?w u ?c u u 1
u 2
c 1a c 1u (b)
图3－7基元级速度三角形
图3－7(b)中的a c 1为动叶进口绝对速度的轴向分量。u c 1为动叶进口绝对速度的周向分
量，u c 1也被称为预旋速度，u c 1≠0表示气流在进入转子之前就有了在圆周方向的预先旋转，
如果u c 1与圆周速度u 的方向相同，则为正预旋，如果u c 1与圆周速度u 的方向相反，则为反
预旋。u w ?称为扭速，u u u w w w 21-=?，在气流沿圆柱面流动的情况下，21u u =，可得到u u u u c c c w 12-=?=?。
只需要确定a c 1、u c 1、u 和u w ?四个参数，
则简化形式的基元级速度三角形（图3－7(b)）
就完全确定了。由a c 1和u c 1可决定c 1, 由c 1和u 可决定w 1, 由w 1和u w ?可决定w 2, 由
w 2
和u 可决定c 2 。
第三节 基元级中动叶和静叶的作用及基元级的反力度
一、基元级中动叶的作用
压气机通过动叶驱动气体流动完成对气体作功，作功的结果是将外界输入的机械功转变
成气体的热能和机械能，根据能量方程（2-5）式和（2-12）式，气流流过动叶后，滞止温
度（总温）升高，静压和滞止压力（总压）增大。
在基元级中， 21r r =，应用方程（2－21），可得到动叶对气体的作功量为 u u u u c u c c u L ?=-=)(12 （3－6）
（3－6）式表明，只要动叶对气体作了功，则一定有u c ?>0，即经过动叶后气体绝对
速度的周向分量u c 2增大，在a a c c 12=的条件下，气体的绝对速度2c 也增大。
图3－8为一亚声速基元级，动叶进口相对速度1w 和静叶进口绝对速度2c 分别低于当
地声速。亚声速基元级中，动叶构成的气流通道从进口到出口偏转了一定的角度，进口通道
与压气机轴线的夹角大，出口通道与轴线的夹角小。在通道的偏转过程中形成沿流向流动面
积扩张，出口面积C R A 2（垂直于出口流线的面积）大于进口面积C R A 1（垂直于进口流线的
面积）。根据气体动力学知识，亚声速气流流过扩张通道时，速度下降，静压升高。因此，
亚声速气流流过如图3－9所示的动叶后，气体的相对速度w 减小，静压升高，同时，相对
速度的方向发生变化，2β>1β，由基元级速度三角形可得到绝对速度的方向也发生偏转，
并且u c ?>0。
图3－8 亚声速基元级工作原理 图3－9 超声速基元级工作原理
图3－9为一超声速基元级，动叶进口相对速度1w 大于当地声速。当来流相对马赫数
1w M 比较高时，超声速基元级的动叶气流通道可接近于等直通道，流道的偏转角度和流通
面积的扩张都不明显。气流流过这样的动叶通道后，相对速度的方向变化不大，12ββ≈，
但是相对速度的大小可以变化很大，如图3－9，2w 可以减小很多。原因是在超声速来流下
的动叶通道（槽道）中会出现激波，气流通过接近于正激波形状的槽道激波后相对速度的方
向变化不大，但相对速度减小，静压升高。由基元级速度三角形可得到气流绝对速度的方向
发生偏转，并且u c ?>0。
根据（3－6）式，在相同的圆周速度u 下，u c ?愈大，动叶对气体的加工量愈大。根据
（2-13
）式，气体流过动叶时相对速度下降愈多，气体的静压升高愈多。因此，无论是超声
速基元级还是亚声速基元级，动叶对气体的加工都是通过改变气流绝对速度的周向分量并使
u c ?>0实现的，而气流流过动叶后静压升高则都是通过减小气流的相对速度实现的，只是
超声速基元级和亚声速基元级在加功和增压的方式上有一些差别。
相对座标系下基元级动叶的机械能形式的能量方程为
02
212221=+-+??R f L w w dp
ρ 或者
R f L dp w w ?+=-?2122212
ρ （3－7） R f L ?为动叶流阻功。可见动叶中气体相对动能减少，静压升高。
基元级中动叶的作用：1.加功，2.增压。
二、基元级中静叶的作用
气流经过压气机基元级的动叶后，只要动叶对气流作了功，则一定有气流的
u c ?u u c c 12-=>0，即动叶出口处的绝对气流方向（比进口）更加偏离压气机的轴向。这
样，在动叶的后面就需要有一排叶片，将气流的方向重新偏转到接近轴向方向，为下一级的
动叶提供合适的进气方向。
从图3－9中可以看出，静叶的气流通道也是进口处与压气机轴线的夹角大，出口处与
轴线的夹角小，沿流向流通面积是扩张的。亚声速气流流过扩张的静叶通道后，气流速度下
降，静压升高，同时气流方向偏转到接近轴向。如果静叶进口气流的速度比较高
（2C M >0.85），那么，在静叶通道的进口区域也可能出现局部超声速流动和激波，激波后
的气流以亚声速流动,在扩张的流道中进一步减速和增压。
静叶不对气体加功，0=u L ，其机械能形式的能量方程为
02
22233
2=+-+??s f L c c dp ρ 或者
s f L dp c c ?+=-?3223222
ρ （3－8） s f L ?为静叶流阻功。可见，静叶是将气体的动能继续转变为压力升高。
基元级中静叶的作用：1.导向，2.增压。
气流流过压气机基元级时各参数的变化趋势见图3－10。
图3－10 气体流经压气机级的参数变化
三、基元级的反力度
（一）反力度的物理意义
前述气流流过压气机基元级时，动叶和静叶都对气流有增压作用，当基元级的增压比确
定后，就存在一个基元级总的静压升高在动叶和静叶之间的分配比例问题。如果在动叶中的
静压升高所占比重大，那么在静叶中的静压升高所占比重则小，反之亦然。实践表明，基元
级的静压升高在动叶和静叶之间的分配情况，对于基元级对气体的加功量和基元级的效率有
较大的影响。因为，无论动叶或静叶，静压升高意味着叶片通道中的逆压梯度增大，而过大
的逆压梯度将引起该叶片排中的流动产生分离，严重的分离会导致该叶片排失效，动叶失效
将使得动叶的加功和增压能力下降，静叶失效将使得静叶的导向和增压能力下降，动叶或静
叶中的流动分离都会引起流阻功增加、气体的机械能减少和基元级的效率下降。
为了说明基元级中的静压升高在动叶和静叶之间的分配情况而引入了反力度的概念，反
力度以Ω表示，定义如下：
u
R
f L L dp ??+=Ω21ρ （3－9） （3－9）式中分母u L 为基元级对气体加入的机械功，即轮缘功。在一般情况下，可以
认为基元级出口（即静叶出口）绝对速度3c 的大小和方向都十分接近于基元级进口（即动
叶进口）的绝对速度1c ，即13c c ≈。对整个基元级应用能量方程（2－12）式，就有
S f R f S R f u L dp L dp L dp c c L ???+++≈++-=???+32213121232ρ
ρρ （3－10） （3－10）式表明基元级的轮缘功全部消耗于动叶和静叶中的增压过程及克服流阻。因
此，反力度的定义（3－9）式反映了动叶中的静压升高占整个基元级静压升高的百分比的大
小，即反映了基元级中的静压升高在动叶和静叶之间的分配情况。如6.0=Ω，则大致表明
动叶的中静压升高占基元级总的静压升高的百分之六十，静叶中的静压升高占基元级总的静
压升高的百分之四十。
现代航空发动机压气机基元级的反力度范围一般在0.55～0.70之间。在动叶加功量较大
（u c ?较大）的情况下，如果反力度过低（<0.3），则气体通过动叶后静压升高不多，表明
动叶加给气体的机械能主要是动能，这样动叶出口的速度2c 就会很大，而且方向也偏离轴
向很大，如图3－11所示。这样会加大静叶的设计难度，在进口速度很高的情况下静叶中的
流动损失也将增加（后面会详细介绍），因此，需要尽量避免反力度过低的现象发生。
图3－11 过低反力度的速度三角形
（二）反力度的计算公式
对基元级的动叶应用绝对坐标系和相对坐标系下的机械能形式的能量方程，可得
2
212221c c L dp
L R f u -++=??ρ （绝对坐标系下） 2
0212221w w L dp
R f -++=??ρ （相对坐标系下） 上述两式相减，可得
2
221222221c c w w L u -+-=，所以 u
a u a u u u u R f L c c c c L c c L w w L L dp 21212212122222122222121--+-=--=-=+=Ω??ρ 将一般情况下，a a c c 12≈条件和轮缘功u u c u L ?= 代入上式，得
u
c u c u c c c u c c u u u u u u u 21212111112?--=+?+-=+-
=Ω （3－11） 由（3－11）式可见，在加功量确定，即u 和u c ?确定的情况下，可通过调整基元级进口的预旋速度u c 1来改变基元级的反力度，避免出现反力度过大或过小的情况，增加正预旋，
可降低反力度，减小正预旋，则反力度增大。
（3－11）式表示的反力度可由基元级速度三角形中的速度参数计算出，这种反力度又
称为运动反力度。基元级的速度三角形确定后，可以用（3－11）式估算该基元级反力度的
大小。
第四节 基元级的速度三角形分析
一台复杂的多级轴流压气机是由多个单级压气机串联组成，而其中的每一个单级压气机
又是由很多个基元级沿叶高叠加而成。压气机是通过无数个基元级实现对气体的加功和增
压，基元级构成了轴流压气机的基础。设计压气机从设计压气机的基元级开始，而设计基元
级又是从确定基元级的气动参数开始，可根据压气机的总体性能要求，如压气机的流量、增
压比、效率和压气机几何尺寸等要求，计算并确定出多级压气机中每一个基元级处的气体流
动参数和动叶的圆周速度（这一部分内容在有关专业书籍中有介绍），气动参数包括气体的
速度（绝对和相对）、静温、总温（绝对和相对）、静压、总压（绝对和相对）和气体的密度
等等，有了基元级的气体速度和圆周速度参数后，就得到了基元级的速度三角形。人类经过
几十年的实践和经验总结，已认识到速度三角形中的主要参数对压气机基元级的加功、增压
和低流阻损失等性能有着重要的影响。以下分别介绍决定基元级速度三角形的四个参数a c 1、
u c 1、u 和u w ?的选取规律以及它们对基元级性能影响的作用。
(一)扭速u w ?的选取
为提高发动机的推重比，希望压气机的尺寸尽量小、级数尽量少，落实到基元级设计上，
就要求基元级的加功量要尽可能的大。从加工量公式u u u w u c u L ?=?=看，增大扭速u
w ?可以增大基元级的加功量。但是，扭速u w ?提得过高也会带来一些不利的后果，以亚声速
基元级为例（图3－8），在1w 不变得情况下，要想增大u w ?，就必须加大气流在动叶通道
中的偏转角度β?（12βββ-=?）。但是，要使高速气流在扩张形通道中实现大的偏转是
很不容易的，偏转角度β?越大，气流相对速度下降越多，动叶通道中的逆压梯度也就越大，
并且叶片表面附面层的发展也非常快。这样，当气流偏转角大到一定地步时，叶背表面的气
流就有可能不再贴附壁面流动，即发生如图3－12所示的分离流动。一旦发生流动分离，则
动叶的加功和增压能力就会下降，动叶的效率也会下降，压气机的流量也会因此而减小，这
些都是不希望发生的。对超、跨声速基元级而言，扭速u w ?是靠强烈的激波系获得的（如
图3－9所示），虽然超、跨声速基元级的扭速u w ?可以比亚声速基元级的扭速u w ?大很多，
但是，如果激波强度过大，激波本身就会带来一定的总压损失，而且更为重要的是激波与叶
背表面的附面层相遇还会产生激波——附面层干涉现象，使得叶背表面附面层更加容易分离
或分离现象更严重，使得动叶的效率急剧下降。因此，为了保证动叶的效率，无论亚声速基
元级还是超、跨声速基元级，都不能任意增加扭速u w ?。
图 3－12 叶背流动分离
从基元级速度三角形中还可以看到，在1w 和u 不变得情况下，扭速u w ?增大还会使动
叶出口速度2c 增大，并且2c 偏离轴向的角度增大。2c 是静叶进口速度，在本章第三节中已
介绍过静叶除了增压作用外，还有一个重要作用是导向作用，转子出口偏离轴向很大角度的
气流要通过静叶重新回到接近于轴向，在高速来流的条件下，气流在扩张的静叶通道中，偏
转角度过大也会出现流动分离现象。通常对基元级静叶的进口速度是有限制的，要求
85.02≤c M ， 252≥α。
如果静叶进口气流的2c M 较大（即使2c M <1.0），在静叶通道进口区域，由于叶片厚度
的出现，流道面积是收缩的，气流流动是加速的，有可能在静叶通道中出现局部的超声速流
动和激波(如图3－13（a ）所示)。通常在设计基元级静叶时，要避免静叶通道中出现激波，
尤其是要避免激波贯穿整个静叶通道的现象出现。一般认为，在静叶通道中出现激波没有太
多的好处，虽然气流经过激波后静压会升高，但是激波本身也会带来总压损失和激波——附
面层干涉造成的分离流动损失。静叶与动叶不一样，动叶中激波造成的总压损失可以通过动
叶继续对气体加功使总压得到恢复和升高，而静叶不对气体加功，激波造成的总压损失得不
到恢复，在激波后的流动过程中由于摩擦等因素的存在，总压还会继续下降。此外，一旦出
现了贯穿整个静叶通道激波，还会对整个基元级的流量起到堵塞作用，因为在这种情况下，
即使该基元级静叶的后面还有其它级的压气机在工作，向后抽气并降低了静叶出口处的静
压，但这时的反压变化已传递不到静叶通道中的激波截面以前，整个基元级处在了流量不随
反压变化的堵塞状态。
大加功量的压气机难设计，有时是难在静叶不容易设计。设计得不好的话，2c M 在0.80
以下，静叶通道中就会出现较强的激波，造成静叶总压恢复系数低和流量变化范围窄的后果。
高负荷的压气机基元级设计，一定不要轻视静叶的设计，即在选取扭速u w ?时还要考虑到
静叶的设计困难。
图3－13 局部超声速流动和激波
（二）动叶圆周速度u 的选取
从基元级的轮缘功公式u u u w u c u L ?=?=可以看出，提高动叶的圆周速度u ，可以增
大动叶对气体的加功量，从而可以增加压气机的级增压比或减少压气机的级数。从基元级的
速度三角形中可以看到，在相同的1c 条件下，提高圆周速度u ，会使动叶进口气流的相对速
度1w 增大，即动叶进口气流的1w M 增大。早期的压气机设计为了使1w M <1.0，对圆周速度u
的选取有一定的限制。随着对适用于超、跨声速来流的高速叶型的研究和应用，现在动叶进
口的1w M 已可以达到1.6～1.8，叶尖的圆周速度u 也从早期300米/秒，上升到现今500米
/秒左右。选择较高的圆周速度，一定要解决好超、跨声速流动的激波损失问题，要精心设
计适用于高来流1w M 的超、跨声速叶型，将激波和激波——附面层干涉造成的损失限制在
一个较低的水平。此外，在目前的压气机叶片材料条件下，叶片的强度问题也是限制进一步
提高圆周速度的因素之一。
（三）动叶进口轴向速度a c 1的选取
动叶进口轴向速度a c 1的选取与发动机的流量有关，当压气机的进口面积一定时，若动
叶进口轴向速度a c 1大，则进入发动机的空气流量就大，发动机的推力或输出功率也就大。
若发动机的进气流量一定，压气机动叶进口轴向速度a c 1大，压气机的迎风面积就可以小。
但是，a c 1的选取也不能随意增大，过大的a c 1将会导致很大的流动损失，尤其是在动叶的根
部区域。压气机动叶的稠密程度如果在半径较大的叶尖处是合适的话，那么随着半径的减小，
在叶根处叶片的稠密程度就会过大，并且由于强度的需要，动叶的根部叶型通常厚度也比较
大，气流流动的通道窄，气流流速大，容易发生流动堵塞和流动损失剧增等问题。此外，由
气动函数无量纲密流)(a M q 随a M 的变化关系可知，当a M 增大到一定地步后，)(a M q 的
增大减缓，由流量公式**?=T A
M q P K m a αsin )(可知，压气机流量的增大也就不显著了。因
此，也没有必要将a c 1增大到接近声速。为了保证压气机有较高的效率和较宽的稳定工作范
围，美国民用发动机的风扇/压气机的进口轴向a c M 1的选取值不超过0.50～0.55，美国军
用发动机的风扇/压气机的进口轴向1a M 的选取值不超过0.60～0.65。前苏联为了追求发动
机的迎风面积小，军机的a c M 1选取值大于0.65（<0.68），压气机的效率就要牺牲一些。我
们国内在压气机的研制过程中，在经历了许多经验教训之后，也认识到a c M 1的选取至关重
要，当a c M 1>0.65，就有可能导致压气机的效率下降和喘振裕度降低。
（四）动叶进口预旋速度u c 1的选取
在多级压气机中，动叶进口的预旋速度u c 1是由前一级的静叶产生，压气机第一级动叶
的进口要想获得预旋速度u c 1，则需要在第一级动叶之前加装进口导流叶片（也称进口预旋
导叶）。动叶进口预旋速度u c 1对气体在整个基元级中的流动和基元级的反力度有较大的影
响，在基元级设计时可以根据需要灵活选取动叶进口预旋速度u c 1。
（1）正预旋u c 1（u c 1的方向与圆周速度u 的方向相同）的作用
在动叶进口轴向速度a c 1和圆周速度u 不变的条件下，采用正预旋u c 1可以减小动叶进口
的相对速度1w ，如图3－14所示。在动叶尖部，由于半径大，圆周速度u 大，动叶进口的
相对速度1w 就大，对多级压气机的进口级来说，由于此时气流的温度比较低（压气机尚未
对气流加功），容易出现动叶进口相对1w M 过高的现象，而1w M 过高就有可能造成激波损失
大、动叶效率下降的问题，采用正预旋可有效降低动叶进口的相对1w M 。
1
图3－14采用正预旋减小1w
图3－15采用正预旋增大a c 1 此外，在圆周速度u 不变、动叶进口1w 的大小不变、方向可以改变的条件下，增大正
预旋u c 1，如图3－15所示，可增大动叶进口的轴向速度a c 1，即可以增大压气机的流量或减
小压气机的迎风面积。
(2)反预旋u c 1（u c 1的方向与圆周速度u 的方向相反）的作用
在压气机设计时，为了避免因不同叶高处的基元级对气体的加功量不同而造成的沿叶高
不同能量气体之间的参混损失，通常在设计动叶时安排加功量沿叶高分布基本相等，即L u =u
叶尖△w u 叶尖＝u 叶根△w u 叶根，这样，在叶根处，由于叶根半径小，叶根的圆周速度u 叶根就小，
则必须叶根处的扭速△w u 叶根大。这样，动叶根部基元级的速度三角形就有可能出现如图3
－11所示的情况，从反力度的公式（u
L w w 222
21-=Ω）可以看出，这种基元级的反力度很低，并且动叶出口速度2c 大， 2c 偏离轴向的角度也大（2α小），对基元级静叶的设计很不利。
在这种情况下，如果采用反预旋u c 1，如图3－16所示，则可以增大基元级的反力度，减小
动叶出口速度2c ，增大2α角度，改善基元级静叶的设计条件。虽然采用反预旋会增大动叶
进口的相对速度1w ，但是，由于动叶的根部的圆周速度u 小，一般情况下1w 不大，不会出
现因1w M 过大而带来的动叶效率急剧下降的问题。
图3－16采用反预旋减小2c 、增大2α
第五节 压气机平面叶栅流动
在亚声速基元级中，动叶和静叶构成的叶栅通道以及气流相对于动叶和静叶的流动都有
着共同的特点，都是气流在沿流向扩张的通道中减速扩压流动，同时气流的角度发生偏转（由
与轴向的夹角大偏转到与轴向的夹角小）。因此，可以用单独一排叶片来模拟气流在基元级
中动叶或静叶中的流动，这种在平面上展开的模拟叶栅就是本节所要介绍的压气机平面叶
栅。
早期的亚声速压气机的动叶和静叶的设计都是以平面叶栅试验结果为依据的，压气机的
流场数值计算最初也是从计算平面叶栅流场（二维流场）开始的，平面叶栅的理论和试验研
究在压气机的研制和发展过程中起到过非常重要的作用。虽然气流在二维平面叶栅中的流动
与在真实压气机中的三维流动存在着一些重要的差异（如沿叶高方向的压力梯度和动叶中的
离心力场等等），但是，对初学者来说，了解气流在平面叶栅中的流动及平面叶栅的特性，
对于学习和掌握有关压气机的基本知识和理论还是很有帮助的。
本书第二章和第三章的前面内容主要介绍的是压气机中的一维流动情况，即沿压气机轴
向（叶片排前后）气流流动参数会发生那些变化。本节将介绍压气机平面叶栅和气体在平面
叶栅中的二维流动情况，即在单排叶片的范围内，气流流动参数沿压气机轴向和周向发生变
化的情况。
一、平面叶栅的几何参数
平面叶栅是由多个形状相同的叶片（通常7片以上）按一定的要求排列起来组成的，其
几何参数包括叶型的几何参数和叶栅中决定叶片位置的叶栅几何参数。
（一） 叶型几何参数（参见图3－17）
（1） 中弧线：叶型内切小圆的中心的连线。
（2） 弦长b ：中弧线与叶型前、后缘的交点A 点和B 点之间直线为弦，长度以b 表示。
（3） 最大挠度f max 及其位置a ：f max 为中弧线到弦的最大垂直距离，最大挠度f max 的位置距
前缘点距离为a 。在气动上，具有决定意义的往往不是这两个参数的绝对值的大小，
而是其无因次相对值，故通常以b f f max =和b
a a =表示。 （4） 最大厚度c max 及其位置e ：叶型的最大厚度为c max ，距前缘的位置为e ，常用相对值
b c c max =和b
e e =表示。 （5） 叶型前缘角1χ和后缘角2χ： 中弧线在前缘点A 和后缘点B 的切线与弦之间的夹角。
（6） 叶型弯角θ：21χχθ+=，θ为表示叶型弯曲程度的参数，θ越大，则叶型弯曲越厉
害。
（7） 叶型表面座标：用上述（2）～（6）参数和选定的曲线类型（圆弧、抛物线、多项式
等等）确定了叶型的中弧线以后，将原始叶型（中弧线为直线的对称叶型，本书第四
章中有介绍）的厚度移植到中弧线曲线上，可得到叶型的表面座标。叶背表面也称为
叶片吸力面，叶盆表面也称为叶片压力面。
图3－17 叶型主要几何参数
图3－18 叶栅主要几何参数
（二） 叶栅几何参数（参见图3－18）
（1） 叶型安装角y β：叶型弦线与叶栅额线的夹角，叶栅额线是连接所有叶片前缘A 点
的直线，叶型安装角y β确定了叶型在叶栅中的安装（角度）位置。
（2） 栅距t ：两相邻叶型对应点之间沿额线方向的距离。有了叶型安装角y β和栅距t 后，
叶栅的几何参数便完全确定了，但是在实际应用中，下面两个参数使用起来更加直
接和方便，因而得到更多的应用。
（3） 叶栅稠度τ：稠度等于弦长和栅距的比值，即t
b =τ，表示叶栅中叶片的相对稠密程度。
（4） 几何进口角k 1β和几何出口角k 2β：分别是中弧线在前缘A 点和后缘B 点处的切线
与额线的夹角，这两个角度是确定气流在叶栅进口和出口处方向的参考基准。
二、 亚声速进口气流在平面叶栅中的流动
当叶栅进口亚声速来流的1a M 比较高时（1a M 达到0.8左右），在叶栅通道的内部就有
可能出现局部超声速流动，如图3－19（a ）所示，这时的来流1a M 在气动上被称为临界cr a M 。
将叶型的前缘放大看（图3－19（b ）），叶型的前缘是一个半径为1r 的小圆圆周的一部分，
当气流流到前缘处就分为两股，一股流向叶背，一股流向叶盆，于是在叶片前缘就有一个分
叉点A '。在A '点处的气流不可能同时具有两个速度，所以A '点处的速度应该等于零，A '点
也称为前驻点。前驻点A '不一定与前缘点A 相重合，前驻点A '随来流相对于叶片情况而定，
不是一个固定点。
由于前缘小圆的半径1r 很小，前缘叶型的曲率很大，产生了角加速度很大的绕前缘小圆
的加速绕流流动，从驻点A '绕向叶背的气流绕流的角度大，产生了更大的加速，到达某一
点时(D 点)达到声速，此后超声速气流沿叶背凸面继续加速流动并发出膨胀波 ，图中虚线
表示膨胀波，点划线表示声速线，叶背超声速区以激波结束。在图中所示的来流方向条件下，
从驻点A '绕向叶盆的气流绕流的角度小，产生的加速小，叶盆附近没有出现局部超声速流
动。叶型前缘部分的形状对叶栅的临界cr a M 有比较大的影响，一般来讲，前缘小圆的半径1
r 增大、叶型的相对最大厚度c 增大和其位置e 靠近前缘、中弧线的挠度f 增大和其位置a 靠
近前缘等因素，都会使叶栅的临界cr a M 减小，即在来流1a M 比较低的情况下，叶栅中就会
出现局部超声速流动和激波。
图3－19 叶栅中流动示意图
图3－20为叶片表面附近的a M 分布图，从前缘开始叶背表面的a M 一直升高，叶背表
面附近有局部超声速区，激波前a M 达到最高值，激波后a M 迅速下降。叶盆的a M 变化相
对比较平缓。在相同弦向位置上，叶背气流速度大于叶盆气流速度，因此叶背静压小于叶盆
静压，所以叶背也称作吸力面，叶盆也称作压力面。
图3－20 叶片表面附近的a M 分布
由于气体有粘性，叶片表面总有附面层存在。叶盆表面由于逆压梯度不大，所以附面层
不太厚，所带来的摩擦损失也不严重。叶背表面的逆压梯度比较大，附面层相对较厚，而且
还有激波，激波后的静压突升会使叶背表面的附面层进一步增厚甚至分离，即产生激波——
附面层干涉现象。
当气流分别由叶背和叶盆流到叶型尾缘处时，叶片两边的附面层及附面层脱离叶片时产
生的旋向相反的旋涡汇合到一起，形成叶片尾迹和产生尾迹旋涡耗散损失。尾迹是由附面层
中低能量的气体构成，因此，尾迹区中的总压比主流区低很多。此外，由于叶背表面的附面
层厚，叶盆表面的附面层薄，造成尾迹是不对称的，叶背一侧的总压亏损相对大一些，如图
3－21（a ）所示。
由于尾迹区中气体的总压和速度与主流区中的不同，在叶栅的下游就会发生不同能量气
体之间的掺混现象，在掺混过程中也会有机械能的损失。随着流动向下游发展，尾迹区逐渐
加宽，但尾迹区与主流区的差异（不均匀程度）逐渐减小。
图3－21平面叶栅中的叶型损失 405060
x
p.s.s.s.t
β
2
图3－22 叶栅出口气流角沿栅距方向分布
叶栅出口的气流角度沿栅距方向的分布如图3－22所示，可将这一分布沿栅距方向进行
质量平均积分，得到叶栅出口的平均出气角2β ??=t
t
dt w dt w 02202
222ρβρβ （3－12） （3－12）式中的ρ、w 和β为沿栅距方向每一位置处的当地值，分母的积分值为单
个叶栅通道的流量。
叶栅出口的平均出气角2β与叶栅的几何出口角k 2β通常不相等，它们之间的夹角被称
为落后角δ，22ββδ-=k 。在平面叶栅二维流动的情况下，气体在叶栅通道中沿曲线流动
时，气体所受到的离心力与从叶片压力面到吸力面的压力梯度相抗衡，当气流接近尾缘时，
由于从压力面到吸力面的压力梯度减小（在尾缘点处叶盆和叶背的压差为零），气流趋向于
靠近压力面一侧流动，叶型的弯角θ越大，这一倾向越明显，即气流的落后角越大。从图3
－22上也可以看出，叶片压力面的导向作用大于吸力面。从图3－18上可以看出，在叶栅
出口处叶片压力面与额线的夹角小于叶型中弧线与额线的夹角，因此，叶型尾缘附近的厚度
也对落后角有较大的影响，叶片尾缘越厚，落后角越大。
叶栅中的流动损失由以下各项组成：
（1） 附面层内气体的摩擦损失；
（2） 逆压梯度作用下的附面层分离损失，特别是激波——附面层干涉会加重分离，
导致分离损失急剧增加，如图3－21(c)所示；
（3） 激波造成的总压损失；
（4） 尾迹损失（叶片两侧附面层在尾缘处脱体时产生的旋涡流动损失，如图3－21(b)
所示）和尾迹区与主流区的掺混损失。
以上损失也称为叶型损失。
三、 平面叶栅的气动参数
平面叶栅中的流动是二维流动，叶栅中各点处的流动参数不相同，可以采用质量平均的
方法得到叶栅进出口气流参数的平均值，用气流参数的平均值来反映叶栅的工作状态和叶栅
的气动性能，以下的平面叶栅气动参数（参见图3－18）都是平均值参数：
（1）进气角1β：叶栅进口1——1截面处气流来流方向与额线的夹角。
（2）攻角i ：气流进气角1β与叶栅几何进口角k 1β之间的夹角，11ββ-=k i ，i >0，表示
叶栅在正攻角下工作（如图3－21），i <0，表示叶栅在负攻角下工作。
（3）出气角2β：叶栅出口2——2截面处气流出气方向与额线的夹角。
（4）落后角δ：气流出气角2β与叶栅几何出口角k 2β之间的夹角，22ββδ-=k 。
（5） 气流转角β?：气流流过叶栅后，气流角度发生的变化，12βββ-=?，可以推导出
如下关系：
δθδβββδββββ-+=-+-=---=-=?i i i k k k k 211212)()( （3－13）
（3－13）式表示，增大来流攻角i ，如果气流的落后角δ不变，则气流的转角β?增
大，或者，来流攻角i 不变，流动分离造成落后角δ增大，则气流的转角β?减小。叶栅
的气流转角β?与动叶的加功和增压性能以及与静叶的导向和增压性能密切相关，是反映
叶栅性能的重要参数之一。
（6）总压损失系数ω：表示气流流过叶栅时的总压损失的大小，也是反映叶栅性能的重要
参数之一，其定义为
1
121p p p p --=***ω （3－14） 为了使用方便，利用叶栅总压恢复系数**=1
2p p σ和气动函数1211)2
11(1)(11-*-+==k k a a M k p p M π可得到 )
(111a M πσω--= （3－15） （7）叶栅进口马赫数1a M 和叶栅出口马赫数2a M 。
（8）叶栅的静压增压比1
2p p 。
四、平面叶栅试验
平面叶栅试验是通过实验的手段来研究不同几何特征的叶栅在不同的进口条件（1
a M 和i ）和出口条件（2a M 和1
2p p ）下的叶栅气动性能。在轴流式压气机研制历程中的早期，在理论计算和数值模拟还不能够获得准确的叶栅性能和流场信息的情况下，轴流压气机的设
计主要是通过依据大量的平面叶栅试验建立起来的数据库进行的。由于平面叶栅试验可以较
为方便地提供详细的叶栅流场信息，因此，直到现在，平面叶栅试验依然在探索压气机中的
流动机理和先进数值模拟方法的验证等方面发挥着重要的作用。
图3－23 亚声速叶栅风洞
平面叶栅试验是在叶栅风洞中进行的，首先介绍叶栅风洞(仅限于亚声速叶栅风洞)。图
3－23为一平面叶栅风洞示意图，风洞由上游气源压气机供气，气流沿箭头方向流入风洞的
稳定箱段，在稳定箱中，气流的速度减小，上游气源传下来的脉动和不均匀性得到改善，稳
定箱中的格栅可以将大尺寸的旋涡破碎。稳定箱之后是风洞的收缩段，在收缩段气流重新得
到加速，在顺压梯度下，收缩段风洞壁面上的附面层会减薄，可使试验段进口流场更加均匀。
为了减小风洞壁面附面层的影响，叶片的高度不能太小，叶片高度h 与弦长b 之比，应
0.2 b
h 。由于是用有限叶片的叶栅来模拟无限叶片的叶栅（将环形叶栅展开到平面上相当于无限长的平面叶栅），叶片的数目应不少于7片。为了进一步减少风洞四个壁面上的附面
层的影响，在试验段的进口，还采用了抽取壁面附面层的装置。平面叶栅二维流场的试验测量应在叶栅中间通道的2
1叶高处进行。
图3－24 平面叶栅攻角特性
图3－24为试验测量得到的平面叶栅攻角特性图，当来流的攻角i 从负值开始增大时，
气流的转角β?也随之成比例增大，这是因为在攻角不太大的情况下，气流没有从叶背表面
分离，所以气流的出气角2β基本保持不变（落后角δ也就基本不变），按照（3－13）式的
规律，攻角增大几度，气流转角也增大几度。叶栅无分离流动状况下的流动损失基本上就是
附面层内的摩擦损失，因此总压损失系数ω基本上保持不变，并且总压损失系数ω比较小。
当攻角i 增大到某一数值n i 时，叶背表面开始出现流动分离，落后角δ加大，气流转角β?的
增大减缓。由于分离会带来流动损失，总压损失系数ω逐渐增大。当攻角i 增大到临界攻角
cr i 时，气流转角β?达到最大值max β?，再继续增加攻角i ，气流转角β?很快下降，而且总压损失系数ω急剧上升，这是因为当i >cr i 后，叶背气流发生严重分离所致。 在很大的负攻角下，叶盆表面的气流也会发生分离流动，因而总压损失系数ω也比较
大。不同攻角下的叶片表面气流分离情况如图3－25所示。
在来流低马赫数的条件下（1a M < 0.4～0.6），叶栅的性能（β?和ω）只与来流的攻
角i 有关，但是，当来流马赫数1a M > 0.6～0.7以后，叶栅的气流转角β?和总压损失系数ω
不但随攻角i 变化，而且还与叶栅的进口马赫数1a M 的变化有关。图3－26给出了另一套叶
栅在不同叶栅进口马赫数1M 下的攻角特性。从图中可以看出，随着进口马赫数1M 的增大，低损失系数的攻角范围变窄，而且ω的最低值明显增大。这是因为叶栅中出现了局部超声速流动和激波，激波——附面层干涉会加重气流的分离，导致总压损失系数ω迅速增大。
图3－25 不同攻角下的叶片表面气流分离
五、超声速进口气流在平面叶栅中的流动特征
以下介绍在进口气流的相对速度马赫数大于1.0情况下的叶栅内部流动特征。前面在
介绍压气机基元级中的流动时强调过要避免静叶通道内出现较强的激波，因此静叶进口气
流的相对马赫数（也是绝对马赫数）在一般情况下都小于1.0。现阶段进口气流的相对速
度马赫数大于1.0情况只发生压气机的转子上，即动叶进口气流的相对马赫数1w M >1.0。
而且，在目前的轴流压气机技术水平的条件下，动叶进口气流的轴向速度马赫数1a c M 仍
然小于1.0，在这种情况下，由叶片产生的对气流的扰动（激波和膨胀波）是可以传播到
叶栅进口（额线）以前和影响栅前流场的。
图3-27为来流相对马赫数大于1.0和反压2p 一定时双圆弧叶型叶栅的流动示意图（图
中的a M 为叶栅进口的相对1w M ）。
图3－26 不同进口1M 下的叶栅攻角特性
由图可见，叶片的前缘处存在一道脱体的曲线激波，这道激波的下半截伸向相邻叶片的
叶背，并大体上接近于正激波的形状。这一道激波被称为槽道激波或通道激波。在槽道激波
基本上是正激波的情况下，波后气流减速为亚声速。脱体曲线激波的上半段伸向叶栅的左上
方，称之为外伸激波。连接槽道激波和外伸激波的弓形段称为弓形激波。
弓形脱体激波后的亚声速气流在前缘小圆前缘滞止点A 处分成两支，分别流向叶型吸
力面和压力面。沿吸力面流动的气流，在流过前缘和吸力面曲面时重新加速为超音速，并发
出一系列膨胀波，如图虚线所示。气流膨胀加速的程度，取决于ABCD 所折转的角度。由
图可见，在这些膨胀波中，由型面AB 所发生的膨胀波和由同一叶片发出的外伸激波相交，
并使外伸激波削弱和向后弯曲；由BC 发出的膨胀波和叶片2所发出的外伸激波相交。由C
点发出的膨胀波打在叶片2的脱体激波与滞止流线的交点上，称这一道膨胀波为第一道吞入
膨胀波；由CD 发出的膨胀波和叶片2所发出的槽道激波相交，并使槽道激波的强度有所变
化。在D 点处槽道激波波前的当地马赫数最高，因而激波最强。
由于受到来自本叶片和相邻一片膨胀波的作用，外伸激波的强度总体上被削弱，并且逐
渐向后弯曲。外伸到无限远处时，外伸激波被削弱为一道弱扰动波，即膨胀波和外伸激波在
无限远处完全抵消。根据实验和理论研究计算，外伸激波衰减得很快。因此，外伸激波通常
为一道斜的弱激波，并在外伸过程中逐渐消失，而槽道激波则大体接近于一道正激波。因此，
在分析和控制叶栅的增压和流动损失时，应更加注意栅道激波。槽道激波导致的损失不仅在
于激波本身引起的总压下降，还在于槽道激波一直伸到下面叶片的叶背上，引起激波——附
面层干涉，它所造成的损失往往比激波本身引起的损失大得多。
为了减少超音叶栅的损失，应设法降低槽道激波的强度，即降低槽道激波前的马赫数。
在叶背型面D 点处波前马赫数最高，而且激波——附面层干涉也就发生在此型面附近，所
以，降低D 点处的马赫数会有效降低损失。由图可见，减少D 点以前的型面转折角度数，
即将叶型的吸力面进口段设计成小转折角、零转折角甚至负转折角的型面（又称为预压缩叶
型），可以降低D 点处的Ma 数。
激波的存在一方面可以非常有效地将轮缘功转化为压力势能，实现能量转换；一方面，
过强的激波所产生的激波损失以及激波——附面层干涉损失将使叶型损失急剧提高，进而使
动叶的效率下降。因此，激波在叶栅通道中的存在有一个最优的强度，跨音级的设计主要是
合理布置激波结构，使之不但在二维叶栅通道中的最优，
而且从三维叶片通道内也以优化的
图 3-27 超音基元流动示意图
轴流式压气机工作原理(伯努利方程)
进口、收缩器、导向叶片（导叶）、动叶片、转子、扩压器、出口 增压原理：伯努利方程，气体从进口流入压气机，经收缩器时流速得到初步提高，进口导向叶片使气流改为轴向，同时还起扩压管的作用，使压力有所提高。转子在外力作用下作高速转动，固装在转子上的动叶片推动气流，使气流获得很高的流速。高速气流进入导叶（静叶），气流动能降低而压力升高，相邻导叶叶片间的通道相当于一个扩压管。气体流经每一级连续进行类似的过程，使气体压力逐渐升高 伯努利方程：理想正压流体在有势体积力作用下作定常运动时，运动方程（即欧拉方程）沿流线积分而得到的表达运动流体机械能守恒的方程。因著名的瑞士科学家 D.伯努利于1738年提出而得名。对于重力场中的不可压缩均质流体，方程为: 式中p、ρ、v分别为流体的压强、密度和线性速度；h为铅垂高度；g为重力加速度；c为常量。 上式各项分别表示单位体积流体的压力能p、重力势能ρgh和动能(1/2)*ρv ^2，在沿流线运动过程中，总和保持不变，即总能量守恒。但各流线之间总能量（即上式中的常量值）可能不同。对于气体，可忽略重力，方程简化为p+(1/2)*ρv ^2=常量(p0)，各项分别称为静压、动压和总压。显然，流动中速度增大，压强就减小；速度减小，压强就增大；速度降为零，压强就达到最大(理论上应等于总压)。飞机机翼产生举力，就在于下翼面速度低而压强大，上翼面速度高而压强小，因而合力向上。据此方程，测量流体的总压、静压即可求得速度，成为皮托管测速的原理。在无旋流动中，也可利用无旋条件积分欧拉方程而得到相同的结果但涵义不同，此时公式中的常量在全流场不变，表示各流线上流体有相同的总能量，方程适用于全流场任意两点之间。在粘性流动中，粘性摩擦力消耗机械能而产生热，机械能不守恒，推广使用伯努利方程时，应加进机械能损失项[1]。
轴流压气机叶片优化设计_伊卫林
收稿日期:2005-06-09;修订日期:2005-12-22 作者简介:伊卫林(1978-),男,满族,黑龙江宁安人,哈尔滨工业大学博士生.文章编号:1001-2060(2006)02-0140-05 轴流压气机叶片优化设计 伊卫林,黄鸿雁,韩万金 (哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,黑龙江哈尔滨150001) 摘要:开发了基于梯度法的数值优化程序,并与三维粘性流场求解程序相结合对跨音压气机动叶片进行了以绝热效率最大为目标的三维气动优化设计。先对其进行了沿弦长方向掠设计,绝热效率可提高约0.65%。再对所得掠叶片进行叶型中弧线优化设计得到最终叶片,与初始叶片相比绝热效率提高达1.05%。优化结果表明,动叶片的单纯掠型叶片改进气动性能有限,而弦向掠与中弧线的联合优化设计可以显著改善叶片排内流动状况,并具有良好的变工况性能。 关键词:压气机;掠动叶;中弧线;N-S方程;优化设计中图分类号:TK474.8文献标识码:A 1引言 叶轮机械内部流动包含有边界层分离、二次流、旋涡以及激波与边界层相互干扰等复杂现象。跨音压气机中的三维激波结构是流动损失的主要根源,因此如何控制激波的位置与强度是提高压气机性能的主要因素之一。Wadia和Denton等人都曾对掠叶片进行过深入研究[1~2],并证明采用掠叶片可以改变跨音压气机动叶中的三维激波结构。叶型中弧线对压气机叶片气动性能也有显著影响,与叶片流道内激波产生的强度与分布以及附面层的分离状态都密切相关。可以推测,积叠线形状的空间变化只能在一定程度上改善内部流动状况,再配以合适的叶型必定能进一步提高压气机工作性能。 随着计算速度的提高及CFD三维流场求解精度的完善,基于N-S方程的全三维流场数值模拟用于叶轮机械气动设计成为可能。近年来,梯度法、遗传算法、模拟退火算法和响应面法等数值优化算法广泛应用于叶轮机械优化[3~6]。但是由于遗传算法和模拟退火算法的耗时性,使其无法应用于工程实际,响应面方法虽然简单、省时,但需要较多的人工操作,尤其是前期的样本如果选取不好,将在很大程度上破坏其寻优能力。因此,在叶轮机械优化设计中梯度法的应用仍最为广泛。 为了研究掠及相应叶型变化对压气机气动性能的影响,本文采用常规H型网格生成程序、基于雷诺平均N-S方程的全三维流场模拟程序和基于梯度法的数值优化程序,对某跨音压气机动叶进行优化设计。 2控制方程及数值方法 采用有限体积法求解圆柱坐标系下的雷诺平均N-S方程。空间求解采用二阶精度的中心差分格式加二阶、四阶人工粘性项,时间方向求解采用四步Ronger-Kutta格式。湍流模型为壁面函数修正的B -L模型,采用隐式残差光顺、局部时间步及多重网格等加速收敛技术,计算中采用两重网格,使程序具有较快的收敛速度,尤其适用于数值优化设计。网格采用常规H型网格,网格数为41@145@41。此种网格生成方法简单,在数值优化过程中,由于其参数为随机选择过程,如果网格生成质量不高,极易出现畸形网格,从而导致优化过程无法继续。本文采用的网格生成程序则没有出现这一情况。 3叶型参数化表达 在叶型的气动优化设计中,需要对其进行参数化表达,以便采用尽可能少的设计变量来控制叶片形状。另外还必须保证叶片型线曲率的光滑分布。控制点类曲线可以很好地解决这些问题。本文采用5个控制点的3次B样条曲线分别对25%、50%、75%叶高的叶型中弧线进行参数化表达,图1为25%叶高示意图。对于每个叶型以中弧线的首末端点为两控制点,并保证其在设计过程中不变,其余3个控制点为设计变量沿叶型型线垂直方向变化,这样既可以有 第21卷第2期2006年3月 热能动力工程 JOURNAL OF ENGINEERING FOR THERMAL ENERGY AND POWER Vol.21,No.2 Mar.,2006
轴流压气机设计流程
轴流压气机设计 压气机是航空发动机的核心部件，压气机内部流场存在很大的逆压梯度，有着高度的三维性、粘性及非线性和非定常性，而多级压气机还存在复杂的级间匹配，这些都使得压气机的设计难度很大，一直是发动机研制中的瓶颈技术。 一、压气机设计方法的发展 一个世纪以来，伴随着气动热力学和计算流体力学的发展!轴流压气机的设计系统在不断进步，带动着压气机设计水平的提高。 20世纪初采用螺桨理论设计叶片；20-30年代采用孤立叶型理论设计压气机；30年代中期开始，由于叶栅空气动力学的发展和大量平面叶栅试验的支持，研制了一系列性能较高的轴流压气机；50年代开始采用二维设计技术，用简单径向平衡方程计算子午流面参数，叶片由标准叶型进行设计；70年代建立了准三维设计体系，流线曲率通流计算和叶片流动分析是这一体系的基础，可控扩散叶型等先进叶型技术开始得到应用；90年代初以来，以三维粘性流场分析为基础的设计体系促进了压气机设计技术的快速发展。 风扇/轴流压气机的设计体系以流动的物理模型发展为线索，以计算能力的高速发展为推动力，大致经历了一维经验设计体系、二维半经验设计体系、准三维设计体系、三维设计体系四个阶段。并正在朝着压气机时均（准四维）和压气机非定常（四维）气动设计体系发展。 目前的压气机的设计体系大致可以分为四个阶段：初始设计、通流设计、二维叶型设计、三维叶型设计。 二、压气机设计体系 1.初始设计 这是一个建立压气机的基本轮廓的阶段，根据给定的流量、压比、效率、稳定裕度等参数，来确定压气机级数、级压比、效率、子午面流道、各排叶片数等，并可以进一步可估算重量。而且整体设计的决策还要统筹风险、技术水平、时间和花费等。 初始设计主要依据一维平均流线计算程序进行计算，在给定设计点流量、压比、转速及转子进口叶尖几何尺寸的条件下，可确定压气机级数、轴向长度、并且优化载荷轴向分布，得到设计点在平均半径处的速度三角形和各级平均气动参数。初始设计阶段包括压气机主要参数的确定以及同其它部件的协调，并且为S2流面计算提供初始流道几何尺寸。而这个程序主要依赖于经验以及以往积累的数据库。 初始设计它是方案设计中的基础阶段，不管计算流体动力学如何发展，该设计过程仍是压气机设计中不可缺少的一部分。正是这个部分是整个设计过程中最重要的部分，因为如果在这里发生了基本的错误，之后就无法通过优化或者其他改变来纠正这一情况，压气机基本结构设计出现错误会带来严重的后果。 2.通流设计 通流设计根据叶片扭向设计规律，采用S2流面流场计算方法，分析并确定各排叶片进出口速度三角形及各排叶片匹配关系。 S2流面气动计算一般采用流线曲率法，求解S2平均流面上的完全径向平衡方程。最初的压气机通流设计计算采用忽略流线坡度和流线曲率的“简化径向平衡方程”获取叶片设计需要的速度三角形，这种方法在低压比的压气机设计中起着基本的作用。后来发展了考虑流线坡度和流线曲率影响的“完全径向平衡方程”和S2流面理论，使压气机的设计计算结果更加准确，特别是针对跨音速流也促进了压气机性能的提高。不过，直到上世纪80年代，由于理论和数值计算方法的原因，通流设计求解方法都是在忽略了气流粘性的影响的简化方程下完成。随着压气机设计的实践的深入和计算方法的发展，上世纪80年代开始在压气机
离心式压气机的工作原理
航空发动机原理
压气机的工作原理 根据气流在压气机的流动方向，可将压气分为两大类，气流沿离开叶轮中心方向流动的叶做离心式压气机；气流沿与叶轮轴平行方向流动的叫做轴流式压气机。此外还有轴流式与离心式压气机混合而成的混合式压气机。目前使用最广泛的是轴流式压气机，以下将作重点介绍。 轴流式压气机的基本组成，由静子和转子组成。静子由多排叶片组成，这些叶片叫做整流叶片，由一排流叶片组成的圆环叫做整流环，各整流环固定在机匣上。转子由多排叶轮组成，每一排叶轮上固定了许多工作叶片，压气机叶轮最终能过叶轮轴与涡轮的工作叶轮轴相连，并由涡轮带动高速旋转。 轴流式压气机的叶轮和整流环是交错排列的。一个叶轮和后面相邻的整流环构成了压气机的一级。单级压气机增压比不高。一般约为1.2-1.8。为了得到更高的增压比，目前用在民航机上的涡扇发动机的轴流式压气机级数常为10-20级，压气机增压比高达30-40。 有些轴流式压气机的进口安装了一排固定的导流叶片，它们所组成的圆环叫做导流环。空气在压气机中的流动 从进气道流入压气机的空气，首先流过导流环，然后依次流过各级的叶轮和整流环，最后从末级整流环流出进入燃烧室。由于空气在压气机中的流动较为复杂，同时气流在不同半径叶片通道内的流动大体相仿，为了便于分析，我们假想用一条通过各级叶轮平均地半径处的直线绕叶轮旋转，来切割叶轮和整流环叶片，得到压气机——“基本级”，每级压气机可看成是很多基元级相叠加而成。
所以空气在基元级中的流动可看成压气机工作的缩影。把所得到的基元级切片在平面上展开，就得到——平面叶栅图形。 目前大多数航空燃气轮机都采用轴流式压气机，只有小功率、小流量的涡轴和涡浆发动机上才采用离心式压气机。在20世纪40年代末和50年代初、涡喷发 动机也曾采用离心式压气机。 离心式压气机由导流器, 叶轮, 扩压器, 导气管等部分组成，叶轮和扩压器是其中两个主要部件。导流器：安装在叶轮的进口处，其通道是收敛形的使气流以一定方向均匀进入工作叶轮, 以减小流动损失，空气在流过它时速度增大,而压力和温度下降。叶轮：是高速旋转的部件，叶轮上叶片间的通道是扩张形的，空气在流过它时, 对空气作功, 加速空气的流速, 同时提高空气的压力。扩压器：位于叶轮的出口处，其通道是扩张形的，空气在流过它时将动能转变为压力位能，速度下降, 压力和温度都上升。导气管：使气流变为轴向, 将空气引入燃烧室。 离心式压气机属于叶片机械，其工作原理是以高速气流与工作叶轮和固定叶片的相互动力作用为基础，与容积式压气机相比离心式压气机的优点是：消耗同样的功率时，比容积式压气机的效率高，并能得到较高的增压压力，一般能达到0.147～0.196MPa以上；结构简单紧凑，重量轻，金属消耗量少。目前离心式压气机在内燃机增压方面获得广泛的应用。离心式压气机的缺点是随着转速的降低，增压压力便急剧下降。空气经滤清器进入气道，进气道的断面沿气流方向逐渐缩小，以便提高气流的稳定性。进气道一定要能保证在流动损失为最小的情况下，把空气均匀地导向工作轮。工作轮装装花链轴上，尺寸小的可安装在光轴上。工作轮可由曲轴通过机械驱动，也可直接由涡轮机驱动。 空气沿进气道进入工作轮随工作轮一起旋转，受到离心力的作用沿着工作轮上叶片所构成的通道流动，使空气受到压缩，这时压力从P1增加到P2，气流速度从c1增加到c2，驱动工作轮的机械功转化为空气在工作轮中获得的动能，和以压力形式表现的势能。工作轮出口处的功能一般为气流总能量的一半，因此，
第三章 轴流压气机工作原理
第三章 轴流压气机的工作原理 压气机是燃气涡轮发动机的重要部件之一，它的作用是给燃烧室提供经过压缩的高压、 高温气体。根据压气机的结构和气流流动特点，可以把它分为两种主要型式：轴流式压气机 和离心式压气机。本章论述轴流式压气机的基本工作原理，重点介绍压气机基元级和压气机 一级的流动特性及工作原理。 第一节 轴流压气机的增压比和效率 轴流式压气机由两大部分组成，与压气机旋转轴相联接的轮盘和叶片构成压气机的转 子，外部不转动的机匣和与机匣相联接的叶片构成压气机的静子。转子上的叶片称为动叶，静子上的叶片称为静叶。每一排动叶（包括动叶安装盘）和紧随其后的一排静叶（包括机匣）构成轴流式压气机的一级。图3－1为一台10级轴流压气机，在第一级动叶前设有进口导流 叶片（静叶）。 图3－1 多级轴流压气机 压气机的增压比定义为 ***=1p p k k π （3－1） *k p ：压气机出口截面的总压；*1p ：压气机进口截面的总压；*号表示用滞止参数（总参数）来定义。 依据工程热力学有关热机热力循环的理论，对于燃气涡轮发动机来讲，在一定范围内， 压气机出口的压力愈高，则燃气涡轮发动机的循环热效率也就愈高。近六十年来，压气机的 总增压比有了很大的提高，从早期的总增压比3.5左右，提高到目前的总增压比40以上。 图3－2 压气机的总增压比发展历程
压气机的绝热效率定义为 ** *=k adk k L L η （3－2） 效率公式定义的物理意义是将气体从*1p 压缩到*2p ，理想的、无摩擦的绝热等熵过程 所需要的机械功* adk L 与实际的、有摩擦的、绝热熵增过程所需要的机械功k L * 之比。 p 1*p k *1k ad k L *k L *ad k s h * 图3－3 压气机热力过程焓熵图 由热焓形式能量方程（2－5）式、绝热条件、等熵过程的气动关系式)1(1 1)(k k adk adk p p T T -****=和R k k c p 1 -=可以得到 )1(1)(111--=-=-****k k k adk p adk RT k k T T c L π （3－3） )1(1)(1 11--=-=******T T RT k k T T c L k k p k （3－4） 将（3－3）和（3－4）式代入到（3－2）式，则得到 11 11--=**-**T T k k k k k πη （3－5） 效率公式（3-5）式可以用来计算多级或单级压气机的绝热效率，也可以用来计算单排 转子的绝热效率，只要*k p 和*k T 取相应出口截面处值即可。压气机静子不对气体作功，静子 的性能不能用效率公式（3-5）式衡量，静子的气动品质用总压恢复系数*23σ反映，*23σ＝ p *静子出口/ p * 静子进口 。 压气机的效率高，说明压缩过程中的流阻损失小，实际过程接近理想过程。或者说， 压气机效率愈高，达到相同增压比时，所需要外界输入的机械功愈少。目前，单级轴流压气 机的绝热效率可以达到90％以上，高增压比的多级轴流压气机的绝热效率也可以达到85％ 以上。
燃气轮机原理与结构解析
图说燃气涡轮发动机的原理与结构 曹连芃 摘要：文章介绍燃气涡轮发动机的工作原理；对燃气轮机的主要部件轴流式压气机、环管形燃烧室、轴流式涡轮分别进行了原理与结构介绍；对燃气涡轮发动机的整体结构也进行了介绍。 关键字：燃气涡轮发动机，燃气轮机，轴流式压气机，燃烧室，轴流式涡轮 1. 燃气涡轮发动机的工作原理 燃气涡轮机发动机（燃气轮机）的原理与中国的走马灯相同，据传走马灯在唐宋时期甚是流行。走马灯的上方有一个叶轮，就像风车一样，当灯点燃时，灯内空气被加热，热气流上升推动灯上面的叶轮旋转，带动下面的小马一同旋转。燃气轮机是靠燃烧室产生的高压高速气体推动燃气叶轮旋转，见图1。 图1-走马灯与燃气涡轮 燃气轮机属热机，空气是工作介质，空气中的氧气是助燃剂，燃料燃烧使空气膨胀做功，也就是燃料的化学能转变成机械能。图2是一台燃气轮机原理模型剖面，通过它来了解燃气轮机的工作原理。 从外观看燃气轮机模型：整个外壳是个大气缸，在前端是空气进入口；在中部有燃料入口，在后端是排气口（燃气出口）。 燃气轮机主要由压气机、燃烧室、涡轮三大部分组成，左边部分是压气机，有进气口，左边四排叶片构成压气机的四个叶轮，把进入的空气压缩为高压空气；中间部分是燃烧器段（燃烧室），内有燃烧器，把燃料与空气混合进行燃烧；右边是涡轮（透平），是空气膨胀做功的部件；右侧是燃气排出口。
图2-模型燃气轮机结构 在图3中表示了燃气轮机的简单工作过程：空气从空气入口进入燃气轮机，高速旋转的压气机把空气压缩为高压空气，其流向见浅蓝色箭头线；燃料在燃烧室燃烧，产生高温高压空气；高温高压空气膨胀推动涡轮旋转做功；做功后的气体从排气口排出，其流向见红色箭头线。 图3-燃气轮机工作过程 在燃气轮机中压气机是由涡轮带动旋转，压气机的叶轮与涡轮安装在同一根主轴上组成燃气轮机转子，如图4所示。
轴流压气机可控扩散叶型的数值优化设计
第6卷 第1期 航空动力学报Vol.6No.1 1991年1月Journal of Aerospace Power Jan .1991 轴流压气机可控扩散叶型的 数值优化设计 西北工业大学 刘 波 周新海 严汝群 【摘要】 本文采用数值优化技术进行轴流压气机可控扩散叶型设计,选择叶栅总压损失系数为目标函数,对初始叶型在设计与非设计状态的全部工况范围内的气动性能,进行优化计算。应用该数值优化设计系统完成了高进口马赫数、大弯度压气机静子叶栅的试验件设计。实验结果表明,在设计与非设计工况下,所设计的叶栅气动性能良好,达到了预定的设计目标,验证了本文方法的可靠性与适用范围。 一、叶型数值优化设计系统的构成 本文的主要目的是建立一种可控扩散叶型数值 图1 叶型优化设计系统 优化设计系统,要求能够进行全工况范围内的气动 性能优化计算,使最终得到的叶型不仅在设计工况 下具有良好的性能,而且保证有较宽广的小损失工 作范围。 本文叙述了叶型数值优化设计系统的构成,探 讨了设计叶栅的目标函数提法,并就设计变量、约 束条件和采用的优化程序进行了分析。最后完成了 一个可控扩散叶型试验件的设计。所设计的叶栅进 行了吹风实验,并与常规叶型进行了性能对比。结 果表明本叶型优化设计系统是有效和实用的。 本研究的基本设想为:从附面层分析得到的最 佳速度分布出发,采用势、流函数法给出设计状态 的初始叶型,然后以叶栅总压损失为目标函数,对 其进行非设计状态优化计算,以达到规定的设计目 标。因此,数值优化设计系统可由以下几部分组成: (1)叶型设计计算的势、流函数反方法[1];(2)叶栅 流场分析计算的正方法(包括无粘流—附面层迭 代)。其中无粘流计算采用全位势方程的人工密度解 法,附面层计算则采用Catr er 的微分反方法[2];(3)数值优化程序。叶型优化设计系统的构成如图1所示。本文于1990年1月收到。
轴流式压缩机
一、轴流式压缩机简介 轴流式压缩机是属于一种大型的空气压缩机它是由3大部分组成，一是以转轴为主体的可以旋转的部分简称转子，二是以机壳和装在机壳上的静止部件为主体的简称定子（静子），三是壳体、密封体、轴承箱、调节机构、联轴器、底座和控制保护等组成。 轴流压缩机主要是由机壳、叶片承缸、调节缸、转子、进口圈扩压器、轴承箱、油封、密封、轴承、平衡管道、伺服马达、底座等组成。 轴流式压缩机的静叶可调机构和带动该机构的中间气缸，机壳是标准化的同一种型号不同级数的机壳，进排气缸是一样的，不同级数机身长度的改变组合木模来实现，当级数不用时，除轴向长度不同外，其它所有结构都一样。主轴都是为镍铬合金钢，叶片材料为铬不锈钢，静叶内缸结构尺寸、轴封、密封、联轴器级轴流式压缩机的附属设备、润滑油系统、控制系统、保护系统都是非常智能型的。前6级的反动为百分之70，以后几级的反动向为百分之100。 压缩机底座由钢板焊接而成，压缩机本体重量通过下壳体的支腿，支撑在底座的4个支柱上，下机壳与底座上的支座间有定位及导向结构，整个轴流式压缩机的重量支撑在4个支柱上，其低压侧的2个支柱与机壳支腿的上下面做成球面的，支柱与支腿之间的间隙因此允许机器低压侧在各个方向上摆动以适应受热膨胀。定子的死点在高压侧，所以高压侧的支柱不允许机器的高压侧轴向移动，只允许在垂直于轴的横向移动。为了保持轴孔的水平高度不变，高压侧的2个支柱为特殊材料做成，不会因受热而伸长。
当我们启动轴流式压缩机后，空气从压缩机过滤器中进入，同时产生的噪声会沿着进气口传出，然后经过整流栅使吸入的气流稳定，为隔离压缩机对吸气管道的机械震动、降低噪音，同时补偿压缩机的热膨胀位移，也利于压缩机检修时设备对中调整，在压缩机与吸入气管道的连接处配置了柔性补偿器。采用柔性合成胶材料，其耐温以产生逆流时的风温，经过进气节流阀来控制压缩机启动带来的阻力，当压缩机运行稳定后，压力值上升到指定时。进气调节阀开始关闭，放空阀动作卸掉内部多余的气压。 二、轴流压缩机的基本工作原理 图1－5为轴流压缩机的构造示意图。在压缩机主轴上安装有多级动叶片，整个通道由收敛器、进口导流叶片、各级工作叶片（动叶片）和导流叶片、扩压器等组成。气体由进口法兰流经收敛器10，使进人进日导流叶片1的气流均匀，并得到初步的加速。气流流经进口导叶叶片间的流道，使气流整理成轴向流动，并使气体压力有少许提高。转子8由原动机拖动作高速旋转，由工作叶片2将气流推动，使之大大加速，这是气体接受外界供给的机械能转变为气体动能的过程。高速气流流经导流叶片3构成的流道（相当于扩压管），在其中 降低流速而使气体压缩，这是靠减少气流动能来使气体压缩的升压过程。一列工作叶片（动叶）与一列导流叶片（静叶）构成一个工作级。气体连续流经压缩机的各级，逐级压缩升压。最后经整流装置4将气流整理成轴向，流经扩压器7，在扩压器中气流速度降低，压力升高，最后汇入蜗壳经出口法兰排出压缩机。 轴流压缩机每级的增压比不大，约为1．15～1．25，若要获得较高压力，需要较多的级。例如压比为4的空气压缩机，一般需要十几级。 三、轴流式压缩机的技术特点 1、一是轴流压缩机气体动力学设计采用最先进的三元流理论和优化设计方法；采用效率高、压头大的新型叶栅，成功进行了各种反动度叶型组合设计。在同样参
各种空压机工作原理动图(完整版)
各种压缩机工作原理动图（完整版） 一、活塞式压缩机 活塞式压缩机的工作是气缸、气阀和在气缸中作往复运动的活塞所构成的工作容积不断变化来完成。如果不考虑活塞式压缩机实际工作中的容积损失和能量损失(即理想工作过程)，则活塞式压缩机曲轴每旋转一周所完成的工作，可分为吸气，压缩和排气过程。 活塞式压缩机工作原理： 压缩过程：活塞从下止点向上运动，吸、排汽阀处于关闭状态，气体在密闭的气缸中被压缩，由于气缸容积逐渐缩小，则压力、温度逐渐升高直至气缸内气体压力与排气压力相等。压缩过程一般被看作是等熵过程。 排气过程：活塞继续向上移动，致使气缸内的气体压力大于排气压力，则排气阀开启，气缸内的气体在活塞的推动下等压排出气缸进入排气管道，直至活塞运动到上止点。此时由于排气阀弹簧力和阀片本身重力的作用，排气阀关闭排气结束。 二.双螺杆压缩机 双螺杆压缩机具有一对互相啮合、相反旋向的螺旋形齿的转子。大气通过进气过滤器将灰尘或杂质滤除后，经进气控制阀进入螺杆空气压缩机机头的吸气齿槽容积腔中，随着阳、阴转子啮合运动，齿槽容积腔中的空气被逐渐压缩，当空气被压缩到规定的压力时，压缩空气即从特定的排气孔口排出，然后流经油气分离罐，此时压缩排出的含油气体在油气分离罐内通过碰撞、拦截、重力作用，绝大部份的油介质被分离下来，然后进入油气分离芯进行二次分离，得到含油量很少的压缩空气，最后通过空气冷却器冷却排出，完成整个工作过程。（国
内做的比较成熟的双螺杆空压机公司是广东艾高，专注螺杆空压机20多年，微信：艾高空压机） 三、单螺杆压缩机 螺杆式压缩机又称螺杆压缩机。20世纪50年代，就有喷油螺杆式压缩机应用在制冷装置上，由于其结构简单，易损件少，能在大的压力差或压力比的工况下，排气温度低，对制冷剂中含有大量的润滑油(常称为湿行程)不敏感，有良好的输气量调节性，很快占据了大容量往复式压缩机的使用范围，而且不断地向中等容量范围延伸，广泛地应用在冷冻、冷藏、空调和化工工艺等制冷装置上。以它为主机的螺杆式热泵从20世纪70年代初便开始用于采暖空调方面，有空气热源型、水热泵型、热回收型、冰蓄冷型等。在工业方面，为了节能，亦采用螺杆式热泵作热回收。 四、转子式压缩机 转子式压缩机通过由发动机或电动机驱动(多数为电动机驱动)，另一转子(又称阴转子或凹转子)是由主转子通过喷油形成的油膜进行驱动，或由主转子端和凹转子端的同步齿轮驱动。压缩机汽缸内装有一对互相啮合的螺旋形阴阳转子，两转子都有几个凹形齿，两者互相反向旋转。转子之间和机壳与转子之间的间隙仅为5~10丝，主转子(又称阳转子或凸转子)，通过由发动机或电动机驱动(多数为电动机驱动)，另一转子(又称阴转子或凹转子)是由主转子通过喷油形成的油膜进行驱动，或由主转子端和凹转子端的同步齿轮驱动。所以驱动中没有金属接触(理论上)。 五、离心式压缩机
航空发动机原理
2简单叙述燃气涡轮喷气发动机的组成以及工作原理:燃气涡轮发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管组成。工作原理：以空气为工作介质。进气道将所需的外界空气以最小的流动损失顺利地引入发动机，压气机通过高速旋转的叶片对空气做功压缩空气，提高空气的压力，高压空气在燃烧室内和燃油混合，燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压的燃气，高温高压的燃气首先在涡轮内膨胀，将燃气的部分焓转变为机械能，推动涡轮旋转，去带动压气机然后燃气在喷管内继续膨胀，加速燃气，提高燃气速度，使燃气以较高的速度喷出，产生推力。 3燃气涡轮发动机分为哪几种？它们在结构以及工作原理上有什么明显区别 燃气涡轮发动机分为涡喷、涡扇、涡桨、涡轴四种。 涡轮螺旋桨发动机由燃气轮机和螺旋桨组成，他们之间还安排了一个减速器。工作原理：空气通过排气管进入压气机；压气机以高速旋转的叶片对空气做功压缩空气，提高空气压力；高压空气在燃烧室内和燃油混合，燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压燃气；高温高压燃气在涡轮内膨胀，推动涡轮旋转输出功去带动压气机和螺旋桨，大量空气流过旋转的螺旋桨，其速度有一定的增加，使螺旋桨产生相当大的拉力；气体流过发动机，产生反作用力。 如果燃气发生器后的燃气可用能全部用于驱动动力涡轮而不产生推力，则燃气涡轮发动机成为涡轮轴发动机，动力涡轮轴上的功率可以用来带动直升机的旋翼。 涡轮风扇发动机是由进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管组成。 4什么是EGT ，为什么它是一个非常重要的监控参数:EGT 是发动机排气温度。 原因：1、 EGT 的高低反映了发动机中最重要、最关键的参数涡轮前总温 的高低，EGT 高，则 就 高：EGT 超限，则 超限。2、EGT 的变化反映了发动机性能的变化；3、EGT 的变化反 应发动机的故障。 8进气道的功用以及分类：功用：（1）在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 顺利地引入压气机并在压气机进口形成均匀的流场以避免压气机叶片的振动和压气机失速;（2）当压气机进口处气流马赫数小于飞行马赫数时, 通过冲压压缩空气, 提高空气的压力。 分类：（1）亚音速进气道：主要用于民用航空发动机，而且为单状态飞机，大多采用扩张形、几何不可调的亚音速进气道。（2）超音速进气道：分为内压式、外压式和混合式三种 。 11. 离心式压气机由哪些部件组成，各部件是如何工作的？ 答：离心式压气机由导流器, 叶轮, 扩压器, 导气管等部分组成，叶轮和扩压器是其中两个主要部件。导流器：安装在叶轮的进口处，其通道是收敛形的 使气流以一定方向均匀进入工作叶轮, 以减小流动损失，空气在流过它时速度增大,而压力和温度下降。叶轮：是高速旋转的部件，叶轮上叶片间的通道是扩张形的，空气在流过它时, 对空气作功, 加速空气的流速, 同时提高空气的压力。扩压器：位于叶轮的出口处，其通道是扩张形的，空气在流过它时将动能转变为压力位能， 速度下降, 压力和温度都上升 。导气管 ：使气流变为轴向, 将空气引入燃烧室 。 12. 离心式压气机是如何实现增压的:叶轮中的扩散增压和离心增压，扩压器增压。气体增压主要靠离心增压： 气体流过叶轮，气体随叶轮作圆周运动，气体微团受惯性离心力作用，气体微团所在位置半径越大，圆周速度越大，气体微团所受离心力也越大，因此，叶轮外径处的压力远比内径处的压力高。 13. 离心式压气机的优缺点：离心式压气机的主要优点：单级增压比高：一级的增压比可达4:1－5:1, 甚至更高；同时离心式压气机稳定的工作范围宽；结构简单可靠；重量轻, 所需要的起动功率小。 *3T *3T *3T
轴流式压气机采用的防喘措施有哪些其基本原理是什么
1．轴流式压气机采用的防喘措施有哪些？其基本原理是什么？ 措施：中间级放气，压气机静子叶片可调和采用多转子。原理：通过在非设计状态下，改变速度三角形的绝对速度的轴向分量、绝对速度的切向分量和圆周速度，从而使气流相对速度对转子叶片的攻角同设计状态相近，避免叶片失速。 2．在压气机中，什么是预旋和正预旋？说明正预旋的作用？ 第一级工作叶轮进口处绝对速度在切线方向的分量称为预旋。若叶轮进口处绝对速度的切向分量与叶轮旋转的圆周速度方向一致，称为正预旋；预旋是由进气导向器产生的，目的是避免气流在叶背处发生分离，防止压气机喘振。 3．压气机叶片为什么要扭转？如何扭转？ 压气机叶片的扭转主要是为了保证从叶根到叶尖气流的攻角都能在要求的范围之内。叶片的扭转情况是：在叶尖处叶型弯度小，叶型安装倾斜度大；在叶根处叶型弯度大，叶型安装倾斜度小。 4．压气机分哪两种？目前燃气涡轮发动机中常采用哪一种，为什么？ 离心式和轴流式。目前燃气涡轮发动机中常采用轴流式压气机。这是因为轴流式压气机具有下述优点：总的增压比高，单位面积的流通能力高，迎风面积小，阻力小。 5．压气机的增压比是如何定义的？它与级增压比有什么关系？ 压气机的增压比是压气机出口处的总压与压气机进口处的总压之比。压气机的增压比等于各级增压比乘积。 6．什么是压气机的流量系数？影响压气机流量系数的因素有哪些？它的物理意义是什么？ 压气机的流量系统是工作叶轮进口处的绝对速度在发动机轴线的分量和工作叶轮旋转的切向速度之比。影响流量系数的因素有两个：一个是转速，另一个是叶轮进口处的绝对速度。物理意义：流量系数比设计值小，会使气流在叶背处发生分离；流量系数比设计值过大，使气流在叶盆处发生分离。 7．什么是压气机的流量特性？什么是压气机的喘振边界？什么是压气机的喘振裕度？ 在进入压气机空气的总温和总压保持不变的情况下，压气机的增压比和效率随进入压气机空气的流量和压气机转速的变化规律称为压气机的流量特性。将各转速下的不稳定工作点连接起来的曲线称为喘振边界。压气机喘振裕度指喘振线与工作线的距离。更具体的说，喘振裕度为在同一空气流量下，喘振点和工作点的增压比之差与工作点增压比的比值。 8．什么是压气机的喘振？导致喘振的根本原因是什么？ 喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频高振幅的振荡现象。导致喘振的根本原因是压气机在非设计状态下工作，气流在叶背处发生分离。 9．什么是进入压气机叶片气流的攻角？影响攻角的因素有哪些？它的物理意义是什么？ 工作叶轮进口处相对速度的方向与叶片弦线之音的夹角叫攻角。影响攻角的因素有两个：一个是转速，另一个是工作叶轮进口处的绝对速度（大小和方向）。物理意义是：正攻角过大，会使气流在叶背处发生分离；负攻角过大，会气流在叶盆处发生分离。10．什么是进气道的冲压比？影响进气道冲压比的因素有哪些？ 进气道的冲压比是：进气道上出口处的总压与远前方气流静压的比值。影响冲压比因素有：流动损失，飞行速度和大气温度。当大气温度和飞行速度一事实上时，流动损失大，则冲压比下降；当大气温度和流动损失一定时，飞行速度越大，则冲压比增加；当飞行速度和流动损失一定时，大气温度上升，则冲压比下降。 11．燃烧室中的主燃区，补燃区，掺混区的主要作用是什么？
压气机的喘振及防喘
压气机的喘振及防喘 要使气体增压,就是使单位容积内气体的分子数目增加,或让在气流中气体的分子彼此之间的 距离靠近,就可以达到提高气体压力的目的。 压气机的喘振及防喘措施1. 在压气机中发生喘振的原因2. 压气机中防止喘振的措施在压气机中发生喘振现象我们在研究压气机特性线时已经指出：在压气机特性线当的左侧，有条喘振边界线。假如流经压气的空气流量减小到一定程度，而使运行工况进入到喘振边界线的左侧，那么，整台压气机就不能稳定工作。那时，空流量就会出现波动，忽大忽小；压力出现脉动，时高时低；到严重时，甚至会出现气流从压气的进口处倒流出来的现象；同时还会伴随着低频的怒吼声响；这时还会使机组产生强烈地振动。这种现象通称为喘振现象。在机组的实际运行中，我们决不能容许压气机在进入喘振工况。在压气机中发生喘振的原因喘振现象究竟是怎样产生的呢？通常认为：喘振现象的发生总是与压气机通流部分中出现了严重的气流脱离现象有密切关系。当压气机在偏离设计工况的条件下运行时，在压气机工作叶栅的进口处，必然会出现气流的正冲角或负冲角。当这种冲角增大到某种程度时，粘附在叶型表面上的气流附面层在逆流动方向的的压力梯度下就会出现局部逆流区，形成涡流，造成附面层的分离，以致发生气流的脱离现象。流量变化时，在叶栅的流道中出现的气流脱离现象压气机叶栅中的旋转脱离现象试验表明：在叶片较长的压气机级中，气流的脱离现象多半发生在沿叶高方向的局部范围内（例如在叶片的顶部）。但是，在叶片较短的级中，气流的脱离现象却有可能在整个叶片的高度上同时发生。此外还必须指出：上述那种气流脱离现象，往往并不是在压气机工作叶栅沿圆周整圈范围内同时发生的。试验研究表明：一般来说，由于叶栅中叶片形状和分布不均匀性和气流沿周向分布的不均匀性，在小流量大冲角的工况下，气流的脱离往往总是在某一个或几个叶片上发生的。一般情况，在整个环形叶栅沿圆周方向范围内，可以同时产生几个比较大脱离区，而这些脱离区的宽度只不过涉及到一个或几个叶片通道而已。同时还应该指出：这些脱离区并不是固定不动的，这些脱离区会依次沿着与叶轮旋转方向相反的方向转移。因而，这种脱离现象称为旋转脱离。旋转脱离的现象是怎样产生的正常工况下与喘振工况下压力与气流速度变化的波形示意图压气机的工作系统图多级轴流式压气机在非设计状态下的工作特点会出现工作不协调现象多级轴流式压气机在非设计状态下的工作特点(1) 压气机中压比的变化必然会引起第一级与末级入口处轴向分速比的相应变化，而且，当压气机的设计压比越大，这种变化也越大。而压气机的压比会随转速或进口温度的变化而改变的。当实际工作转速比设计转速低时这时压气机的压比要下降。这时末几级中的空气压力和密度降低了。