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轴流压气机，是气流基本平行于旋转叶轮轴线流动的压气机。轴流压气机是功率在1MW及以上的燃气轮机中使用最普遍的压气机类型。这类压气 机大多采用多级，级数在7〜22之间。
大部分的轴流压气机有一组位于第1级转子叶片前 面的进口导流叶片。一级轴流压气机包括一组转动叶片和跟随其后的固定扩散叶片。在最 后一级固定扩散叶片之后的一组固定叶片被称为排气导流叶片。
轴流压气机是涡扇发动机的核心部件。由于其涉及技术面广，研制难度大，一直是发动机研制中的瓶颈技术。<ref>[ ], , --</ref>
1853年，法国科学院的Tournaire提出了多级 轴流压气机的概念，时隔30年后的1884年，进行 了世界上第一次轴流压气机试验。该试验简单地将 多级涡轮反转，效率极低。直至1904年，Charles Parsons才研制了真正意义上的轴流压气机，这台压 气机没有达到预定的压比，在设计点附近失速，效率 仅为50%~60%，但这是一个具有重要意义的起步。
20世纪30年代，美国NACA(NASA前身)和英 国 RAE(Royal Aircraft Establishment)开展了大量的 轴流压气机研究工作，研制了多种轴流压气机。其 中，1938年，RAE研制成功8级轴流压气机(Anne)， 压比为2.4。50年代末，GE公司的J79发动机17级 压气机，压比为12.5。70~80年代，第三代战斗机动力上采用的压气机全面研制成功，F110发动机9级 压气机压比达到9.7,RD33发动机的9级压气机压比 为7，F100发动机10级压气机总压比为7.8，这些压 气机的很多设计技术在今天仍然非常实用。1982年， GE公司的E3发动机10级压气机压比达到23。推重 比10发动机F119的6级高压压气机压比约为8。
90年代末，GE公司与艾利逊预研公司联合研 制的4级压气机达到了 F100发动机的10级压气 机同样的总压比，该压气机通过IHPTET计划得到 了验证。本世纪初，MTU公司成功地研制了 6级高 压压气机，总压比约为11，已被选为PW6000发动 机的高压压气机，这是这一量级的高负荷压气机首 次在发动机上得到应用，该项目还获得2002年德国 工业创新奖。
近年来，一些新的气动设计概念逐步应用于压气机设计，1998年麻省理工学院(MIT) Kerrebrock提 出的3级吸附式压气机方案的压比达到了 27;2000 年，北航陈懋章院士作出了2级大小叶片压气机实 现压比6的方案。
从上述发展过程可以看出，压气机的级负荷在 不断增大，性能也在不断提高，而且近年来由于先进 技术的应用，轴流压气机的技术水平进入了跨越式 发展时期。
==设计系统的发展==
一个世纪以来，伴随着气动热力学、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-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。
==研制难度很大==
由于固有的逆压梯度、高度三维、高度非定常等 特点，压气机的研制难度很大。特别是多级高压压 气机，级间匹配和全工况下性能优化均很困难，尽管 设计体系在不断完善，但由于设计指标同时也在不 断提高，多级轴流压气机设计仍然是发动机的瓶颈 技术之一，一般需要多轮修改才能满足设计要求。
E3发动机是美国20世纪较成功的研究项目： GE公司的E3高压压气机研究经历了四轮才满足 核心机及发动机的要求。第一次试验了 10级压气 机的前6级，喘振裕度为6%，而设计要求为14%; 对修改设计后组装的第1台份10级压气机进行试 验，喘振裕度为11%(要求18%)，效率为0.838(要 求0.86)，没有达到要求；改进后的第2台份10级压 气机试验喘振裕度达到14%，但仍未达到要求的 18%;在此后修改的10级压气机才基本达到设计要 求。P&W公司研制的E3高压压气机第一台份也 未达到要求，试验喘振裕度为12.6%(要求20%)，效 率为0.851(要求0.865),而修改后的第2台份的 试验结果未见报道。
资料表明：罗罗公司的喘达800发动机低压压 气机进行了6台试验件试验，用于改善中间转速喘 振裕度、提高高转速效率、研究叶尖间隙对效率和喘 振裕度的影响、研究机匣处理和容腔对效率和喘振 裕度的影响、适应发动机要求修改等。近年来的一个 典型例子是，PAW公司设计的PW6000压气机没有 达到预定目标，PW6000发动机只得改用MTU公司 的6级高压压气机。
我国的多级轴流压气机研制与国外先进发动机 公司相比，由于缺少工程实用的设计规范和大量试 验数据的支持，更多地依赖个人经验和判断，设计的 不确定度更大。
==基本工作原理==
轴流压气机由多级组成，每一级包含一排转子叶片和随后的一排静子叶片。工质首先由转子叶片加速，在静子叶片通道减速，将转子中的动能转变为静压能，该过程在多级叶片中反复进行，直到总压比达到要求为止。
在压气机中，气流总是处于逆压力梯度状态，压比越高，压气机设计越困难。在转子和静子叶片通道内，气流流动由一系列的扩散过程组成：虽然在转子叶片通道中，气流的绝对速度有所增加，但是气体相对于转子的流速却减小了，也就是说，转子通道内也为扩散流动。叶片通道截面的变化要适应气流的扩散过程。每一级中气流扩散程度有限，意味着压气机每一级的压比有限。而涡轮为顺压力梯度，气流在收敛叶片通道内加速(见图2)，因此，单级压气机的增压比较单级涡轮的落压比要小得多，这就是单级涡轮可以驱动多级压气机的原因。
根据气动力学和试验结果来详细设计压气机叶片是非常必要的，这样做不仅仅是为了减少损失，还为了尽量减少失速发生。失速现象在轴流压气机中十分普遍，尤其在压比较高时，失速问题更为明显。对于叶型来说，当气流方向和叶片角度差(也就是攻角)过大时，就会发生失速现象。压气机中，压力梯度与气流流动方向相反，不利于气流稳定流动，当流量和转速偏离设计值时，就容易发生逆流现象。
图1所示的压气机有进口导流叶片(IGV)，引导气流进入第1级压气机。许多工业发动机的压气机进口导流叶片角度是可调的，随着转速的变化而调节，从而改变进入压气机第一级的气流角度，以改善非设计状态性能。可是，大多数的飞机发动机都取消了进口导流叶片，其目的主要是为了获得更高的单位面积流量、更轻的发动机重量，并且还有益于降低噪声和提高防冰性能。
图1表明，高压比压气机从前往后叶片尺寸变化明显。这是由于设计者总是希望气流以近似恒定的轴向速度通过压气机，然而，随着气流向后流动，气体密度增加，需要减小流通面积，导致叶片尺寸减小。当发动机转速低于设计转速时，后面级气流的密度将远离设计值，气流轴向速度变得不恰当，从而导致气流失速和压气机喘振。解决该问题有几种方法，但都会导致结构更加复杂。罗·罗公司和普·惠公司的方案是采用多转子结构，而GE公司优先采取的是可调静子叶片结构。图1所示为GE公司的一个压气机，其进口导流叶片和前6级静子是可调的。对于涡扇发动机来说，风扇和压气机的直径差异特别大，需要采用多转子结构。普·惠公司和GE公司采用了双转子方案，但罗·罗公司采取的是三转子方案。另外一种方案是使用放气阀门，在一些先进发动机上，有时需要综合采用以上所有方案。在设计工作的初期就需要充分考虑压气机在非设计工况的性能，这一点尤其重要。
早期的轴流压气机，都是亚声速型，必须采用翼型截面造型才能获得高效率。大流量、高压比的压气机的设计需求导致马赫数增加，尤其是第一级转子叶片的尖部。最终采用了跨声速压气机(即叶片的某一高度以上的气流速度超过声速)来解决这个问题。研究认为，对跨声速叶片最有效的方法是采用圆弧截面叶型，常用的是双圆弧叶型。随着马赫数进一步增大，抛物线叶型叶片效率更高。高性能压气机已不在采用翼型截面了。
==组成与功能==
轴流压气机（如图3所示）由转子和静子组成，其中转子由轮盘、轴和装在轮盘上的转动叶片组成；静子由机匣与装在它上面的静子叶片排组成。转子和静子前后交错排列构成全台压气机。
轴流压气机属叶轮机械。它是航空燃气涡轮发动机的重要部件，其功能是对流入的气体加功增压，即对流入的气体加入机械能作压缩功以提高气体的压力。
==设计过程==
压气机的完整设计过程包括以下几个步骤：
（1）确定转速和流道尺寸。
（2）给定效率，确定压气机级数。
（3）计算每一级平均半径处的气流角。
（4）确定从叶根至叶尖的气流角变化。
（5）压缩效应研究。
（6）根据叶栅试验数据选择压气机叶型。
（7）使用叶栅数据，核查之前假定的效率。
（8）评估非设计点性能。
（9）台架试验。
== 参考来源 ==
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轴流压气机，是气流基本平行于旋转叶轮轴线流动的压气机。轴流压气机是功率在1MW及以上的燃气轮机中使用最普遍的压气机类型。这类压气 机大多采用多级，级数在7〜22之间。
大部分的轴流压气机有一组位于第1级转子叶片前 面的进口导流叶片。一级轴流压气机包括一组转动叶片和跟随其后的固定扩散叶片。在最 后一级固定扩散叶片之后的一组固定叶片被称为排气导流叶片。
轴流压气机是涡扇发动机的核心部件。由于其涉及技术面广，研制难度大，一直是发动机研制中的瓶颈技术。<ref>[ ], , --</ref>
1853年，法国科学院的Tournaire提出了多级 轴流压气机的概念，时隔30年后的1884年，进行 了世界上第一次轴流压气机试验。该试验简单地将 多级涡轮反转，效率极低。直至1904年，Charles Parsons才研制了真正意义上的轴流压气机，这台压 气机没有达到预定的压比，在设计点附近失速，效率 仅为50%~60%，但这是一个具有重要意义的起步。
20世纪30年代，美国NACA(NASA前身)和英 国 RAE(Royal Aircraft Establishment)开展了大量的 轴流压气机研究工作，研制了多种轴流压气机。其 中，1938年，RAE研制成功8级轴流压气机(Anne)， 压比为2.4。50年代末，GE公司的J79发动机17级 压气机，压比为12.5。70~80年代，第三代战斗机动力上采用的压气机全面研制成功，F110发动机9级 压气机压比达到9.7,RD33发动机的9级压气机压比 为7，F100发动机10级压气机总压比为7.8，这些压 气机的很多设计技术在今天仍然非常实用。1982年， GE公司的E3发动机10级压气机压比达到23。推重 比10发动机F119的6级高压压气机压比约为8。
90年代末，GE公司与艾利逊预研公司联合研 制的4级压气机达到了 F100发动机的10级压气 机同样的总压比，该压气机通过IHPTET计划得到 了验证。本世纪初，MTU公司成功地研制了 6级高 压压气机，总压比约为11，已被选为PW6000发动 机的高压压气机，这是这一量级的高负荷压气机首 次在发动机上得到应用，该项目还获得2002年德国 工业创新奖。
近年来，一些新的气动设计概念逐步应用于压气机设计，1998年麻省理工学院(MIT) Kerrebrock提 出的3级吸附式压气机方案的压比达到了 27;2000 年，北航陈懋章院士作出了2级大小叶片压气机实 现压比6的方案。
从上述发展过程可以看出，压气机的级负荷在 不断增大，性能也在不断提高，而且近年来由于先进 技术的应用，轴流压气机的技术水平进入了跨越式 发展时期。
==设计系统的发展==
一个世纪以来，伴随着气动热力学、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-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。
==研制难度很大==
由于固有的逆压梯度、高度三维、高度非定常等 特点，压气机的研制难度很大。特别是多级高压压 气机，级间匹配和全工况下性能优化均很困难，尽管 设计体系在不断完善，但由于设计指标同时也在不 断提高，多级轴流压气机设计仍然是发动机的瓶颈 技术之一，一般需要多轮修改才能满足设计要求。
E3发动机是美国20世纪较成功的研究项目： GE公司的E3高压压气机研究经历了四轮才满足 核心机及发动机的要求。第一次试验了 10级压气 机的前6级，喘振裕度为6%，而设计要求为14%; 对修改设计后组装的第1台份10级压气机进行试 验，喘振裕度为11%(要求18%)，效率为0.838(要 求0.86)，没有达到要求；改进后的第2台份10级压 气机试验喘振裕度达到14%，但仍未达到要求的 18%;在此后修改的10级压气机才基本达到设计要 求。P&W公司研制的E3高压压气机第一台份也 未达到要求，试验喘振裕度为12.6%(要求20%)，效 率为0.851(要求0.865),而修改后的第2台份的 试验结果未见报道。
资料表明：罗罗公司的喘达800发动机低压压 气机进行了6台试验件试验，用于改善中间转速喘 振裕度、提高高转速效率、研究叶尖间隙对效率和喘 振裕度的影响、研究机匣处理和容腔对效率和喘振 裕度的影响、适应发动机要求修改等。近年来的一个 典型例子是，PAW公司设计的PW6000压气机没有 达到预定目标，PW6000发动机只得改用MTU公司 的6级高压压气机。
我国的多级轴流压气机研制与国外先进发动机 公司相比，由于缺少工程实用的设计规范和大量试 验数据的支持，更多地依赖个人经验和判断，设计的 不确定度更大。
==基本工作原理==
轴流压气机由多级组成，每一级包含一排转子叶片和随后的一排静子叶片。工质首先由转子叶片加速，在静子叶片通道减速，将转子中的动能转变为静压能，该过程在多级叶片中反复进行，直到总压比达到要求为止。
在压气机中，气流总是处于逆压力梯度状态，压比越高，压气机设计越困难。在转子和静子叶片通道内，气流流动由一系列的扩散过程组成：虽然在转子叶片通道中，气流的绝对速度有所增加，但是气体相对于转子的流速却减小了，也就是说，转子通道内也为扩散流动。叶片通道截面的变化要适应气流的扩散过程。每一级中气流扩散程度有限，意味着压气机每一级的压比有限。而涡轮为顺压力梯度，气流在收敛叶片通道内加速(见图2)，因此，单级压气机的增压比较单级涡轮的落压比要小得多，这就是单级涡轮可以驱动多级压气机的原因。
根据气动力学和试验结果来详细设计压气机叶片是非常必要的，这样做不仅仅是为了减少损失，还为了尽量减少失速发生。失速现象在轴流压气机中十分普遍，尤其在压比较高时，失速问题更为明显。对于叶型来说，当气流方向和叶片角度差(也就是攻角)过大时，就会发生失速现象。压气机中，压力梯度与气流流动方向相反，不利于气流稳定流动，当流量和转速偏离设计值时，就容易发生逆流现象。
图1所示的压气机有进口导流叶片(IGV)，引导气流进入第1级压气机。许多工业发动机的压气机进口导流叶片角度是可调的，随着转速的变化而调节，从而改变进入压气机第一级的气流角度，以改善非设计状态性能。可是，大多数的飞机发动机都取消了进口导流叶片，其目的主要是为了获得更高的单位面积流量、更轻的发动机重量，并且还有益于降低噪声和提高防冰性能。
图1表明，高压比压气机从前往后叶片尺寸变化明显。这是由于设计者总是希望气流以近似恒定的轴向速度通过压气机，然而，随着气流向后流动，气体密度增加，需要减小流通面积，导致叶片尺寸减小。当发动机转速低于设计转速时，后面级气流的密度将远离设计值，气流轴向速度变得不恰当，从而导致气流失速和压气机喘振。解决该问题有几种方法，但都会导致结构更加复杂。罗·罗公司和普·惠公司的方案是采用多转子结构，而GE公司优先采取的是可调静子叶片结构。图1所示为GE公司的一个压气机，其进口导流叶片和前6级静子是可调的。对于涡扇发动机来说，风扇和压气机的直径差异特别大，需要采用多转子结构。普·惠公司和GE公司采用了双转子方案，但罗·罗公司采取的是三转子方案。另外一种方案是使用放气阀门，在一些先进发动机上，有时需要综合采用以上所有方案。在设计工作的初期就需要充分考虑压气机在非设计工况的性能，这一点尤其重要。
早期的轴流压气机，都是亚声速型，必须采用翼型截面造型才能获得高效率。大流量、高压比的压气机的设计需求导致马赫数增加，尤其是第一级转子叶片的尖部。最终采用了跨声速压气机(即叶片的某一高度以上的气流速度超过声速)来解决这个问题。研究认为，对跨声速叶片最有效的方法是采用圆弧截面叶型，常用的是双圆弧叶型。随着马赫数进一步增大，抛物线叶型叶片效率更高。高性能压气机已不在采用翼型截面了。
==组成与功能==
轴流压气机（如图3所示）由转子和静子组成，其中转子由轮盘、轴和装在轮盘上的转动叶片组成；静子由机匣与装在它上面的静子叶片排组成。转子和静子前后交错排列构成全台压气机。
轴流压气机属叶轮机械。它是航空燃气涡轮发动机的重要部件，其功能是对流入的气体加功增压，即对流入的气体加入机械能作压缩功以提高气体的压力。
==设计过程==
压气机的完整设计过程包括以下几个步骤：
（1）确定转速和流道尺寸。
（2）给定效率，确定压气机级数。
（3）计算每一级平均半径处的气流角。
（4）确定从叶根至叶尖的气流角变化。
（5）压缩效应研究。
（6）根据叶栅试验数据选择压气机叶型。
（7）使用叶栅数据，核查之前假定的效率。
（8）评估非设计点性能。
（9）台架试验。
== 参考来源 ==
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