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 | style="background: #66CCFFFF2400" align= center| '''<big>轴流式压气机</big>'''|-|<center><img src=https://pics1.baidu.com/feed/e61190ef76c6a7ef13ad983198b4ea56f2de66f7.jpeg?token=8e3ca791bd6a5aa93f9eb2f1db909f78 width="300"></center><small>[https://image.baidu.com/search/index?ct=201326592&tn=baiduimage&word=%E8%BD%B4%E6%B5%81%E5%BC%8F%E5%8E%8B%E6%B0%94%E6%9C%BA&pn=0&spn=0&ie=utf-8&oe=utf-8&cl=2&lm=-1&fr=&se=&sme=&cs=1830393113%2C3011926835&os=2768959338%2C2966028863&objurl=https%3A%2F%2Fpics1.baidu.com%2Ffeed%2Fe61190ef76c6a7ef13ad983198b4ea56f2de66f7.jpeg%3Ftoken%3D8e3ca791bd6a5aa93f9eb2f1db909f78&di=7108135681917976577&tt=1&is=0%2C0&adpicid=0&gsm=78&dyTabStr=MCwzLDIsNiw0LDEsNSw3LDgsOQ%3D%3D 来自 呢图网 的图片]</small>|-| style="background: #FF2400" align= center| '''<big></big> '''

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''' 轴流 式 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。

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>[ https://max.book118.com/html/2018/0624/6225133203001202.shtm 轴流式压气机轴流式压气机的工作原理], 360搜索 , --2018年6月29日</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。

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。

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 ]] 。

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。

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。

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。

（1）确定转速和流道 [[ 尺寸 ]] 。

（5）压缩效应 [[ 研究 ]] 。

（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 ]] 。

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