第三章进气道压气机涡轮.doc

第3章 进气道、压气机与涡轮in 、ressr andtrbn 第3、1节 进气道Inlet一、 概述（Itroductio） 进气道得作用就是引导外界空气进入压气机。对进气道得要求就是使气流流经进气道时具有尽可能小得流动损失,并使气流在进气道出口处(即压气机进口处）具有尽可能均匀得气体流场。进气道前方气流得速度就是由飞机得飞行速度决定得,而进气道出口得气流速度就是由发动机得工作状态决定得，一般情况下两者就是不相等得.进气道要在任何情况下满足气流速度得转变。进气道进出口气流状态瞬息万变，而进气道得形状不可能随着变化，因此，空气流经进气道时产生流动损失就是不可避免得.进气道得流动损失用进气道总压恢复系数i来表示： (、11） 式中p 进气道出口截面得总压；p 进气道前方来流得总压.根据压气机进口截面得流量公式： (3、1) 可以瞧出，当发动机工作状态不变时（q（2）为定值)，进气道流动损失得大小 改变了气流总压*，直接影响进入发动机得空气流量qma，从而影响发动机推力得大小。因此设计进气道时应该尽可能减小气流得总压损失。 对进气道最基本得性能要求就是：飞机在任何飞行状态以及发动机在任何工作状态下,进气道都能以最小得总压损失满足发动机对空气流量得要求。二、 亚声进气道（SscInlet) 亚声进气道就是为在亚声速或低超声速范围内飞行得飞机所设计得进气道。它得进口部分为圆形唇口，进气道内部通道为扩张通道,使气流在进气道内减速增压。图311 亚声速进气道简图使用亚声进气道得喷气飞机其飞行速度可达到或略超过声速(约为30035m/s)，与之相比，压气机进口得气流速度往往较低,一般轴流压气机进口处气流速度为0200m/。因此,迎面气流在进入压气机前需要在进气道中减速扩压,气流减速不一定都要在进气道内部进行,因为,若进气道内部扩张角太大，容易使气流分离造成总压损失，所以往往使气流在进气道前方就开始减速扩压，进气道前方气流得减速扩压过程可以近似得认为就是理想绝热过程。亚声速进气道进出口面积比A1/A2究竟选择多大，这要根据常用得飞行速度、压气机进口气流速度、并兼顾到其她各种工作状态来决定.进气道在使用中，不仅其出口处得气流速度就是由发动机得工作状态确定得，而且其进口处得气流速度也就是由发动机得工作状态确定得,一般情况下它与飞机得飞行速度不相等，因而在进气道前方形成不同得气流流态,如图3.3。2所示。 图3.1。2 亚声速进气道前方气流流动图设计亚声速进气道时，必须十分注意,当发动机在最大工作状态工作时，不能在进气道内出现使气流达到声速得截面(临界截面），因此进气道中任何一个截面得面积不得小于用下式计算所得得面积：式中所检查得截面到压气机进口截面得总压恢复系数。根据压气机进口截面得流量公式：进气道内各截面流量与气体总温均相等,因此任何一个截面与进气道出口截面之间下列关系成立：式中,令以及，则可得：飞机得飞行速度不断地变化，发动机得工作状态也由于驾驶员得操作不断变化,进气道前方可以出现各种流态.因此，亚声进气道进口处得唇口必须做得较为圆滑得,以适应不同方向流入得气流.对于某些低超声速飞机,仍然可以使用亚声速进气道,在低超声速飞行时，亚声进气道前方某处产生正激波，当飞行Ma数不大时,正激波得总压损失并不太大，例如当飞行a数为1、6时，正激波得总压恢复系数为0、89。但就是当飞机得飞行Ma数进一步增大时,正激波得总压恢复系数急剧降低，于就是必须使用超声速进气道，以减少超声速气流在减速过程中得总压损失。亚声速进气道在低超声速条件下飞行时，正激波得位置取决于进气道远前方M数(飞行Ma数)与进气道进口截面Ma数(由发动机工作状态确定）。若迎面超声速流管得气流不能全部进入进气道内(),正激波则处于进气道前方某处，使一部分气流溢出进气道口外，若迎面超声速流管得气流全部进入进气道内（1），正激波则处于进气道进口截面得唇口处，通过正激波后得亚声速气流在进气道内得扩张形通道内减速增压。若发动机需要得空气流量进一步增加,超声速气流将进入亚声进气道得扩张形通道内加速 ，正激波后移并加强，正激波后得总压降低，使进气道出口得流量相似参数增加。因此，可以说就是发动机所需空气流量相似参数得大小决定了正激波得位置.发动机空气流量相似参数得增加就是由总压下降来满足得,而实际空气流量并没有增加。这种变化不仅不能增加发动机推力,反而会降低发动机推力。 三、 超声速进气道（Suprsoni Inlet)超声速进气道可以分为三种类型：1、外压式超声速进气道外压式超声速进气道口外具有尖锥或尖劈，使超声速气流在进气道口外产生一道或数道斜激波，而进气道口内则为扩张形通道，在扩张形通道里又有一道弱得结尾正激波，将超声速气流转变为亚声速气流.一般情况下,较低速度得超声速气流进入口内扩张形通道后，先加速流动,再产生一道结尾正激波,结尾正激波得位置就是根据进气道出口q（2)值与p值得需要，当q(2)值需要减小与2值需要增大时,结尾正激波将向前移动，反之，则向后移动。图1。3外压式进气道简图2、内压式超声进气道内压式超声进气道没有尖锥或尖劈，而就是让超声速气流直接进入收敛扩张形进气道通道内，使超声速气流在通道内减速增压,在喉道处达到声速,然后在扩张段内作亚声速减速流动,如图所示。图31。4 内压式进气道简图内压式进气道避免了气流在减速过程中得激波损失,也避免了外压式进气道超声速气流通过斜激波时产生得折角，气流转折使进气道有较大得前缘进气角,产生进气道外阻力.但就是使用内压式超声进气道存在两大问题:进口截面积1与喉道截面积Acr之比必须随着进气道前方气流Ma数而变化，以便使喉道处气流速度降至声速。使用内压式超声进气道存在“起动”问题。当迎面气流以设计值(与喉道面积相对应)流来时，将会在进气道前方形成一道正激波，无法在进气道收敛段内建立起超声速流场，必须使进气道前方得气流达到更高得M数或将内压式进气道得喉道面积加大,才能使前方正激波“吞入内压式进气道得通道内。然后再恢复前方气流Ma数或恢复喉道面积。在飞机上,飞行Ma数无法随意增大,只能就是放大喉道面积以起动内压式进气道,事实上由于存在起动问题,尚无内压式进气道投入应用。 起动前 起动后图3.1.5内压式进气道起动过程 3、混合式超声进气道混合式超声进气道与外压式超声进气道同样具有尖锥或尖劈，但就是其进气道内通道则与内压式进气道同样为收敛扩张形通道。混合式进气道简图如图所示。图3。16 混合式进气道简图其优缺点介于外压式与内压式进气道之间.在相同得飞行Ma数时,混合式超声进气道得总压恢复系数比外压式超声进气道要高些,外阻也较小,但就是与内压式进气道同样存“起动”问题，不过由于经过“外压”以后，内通道进口气流Ma数较低,喉道面积调整范围也较小。四、 超声速进气道特性（Perfrmane o Supeso It） 超声进气道在非设计工况下得工作性能称为超声进气道特性。现以外压式超声进气道为例，进行简要分析说明。当飞行Ma数变化时，斜激波得波角相应变化，斜激波不再与进气道唇口相交,当飞行Ma数降低时,斜激波波角增大,使流量系数1。当飞行a数增大时，斜激波波角减小，激波将交于进气道口内，激波与进气道内壁附面层相交会增大流动损失与流场畸变。为了使斜激波在不同飞行Ma数下仍能与唇口相交或在唇口前方得某一位置，外压式进气道得锥体位置或楔板角度应该能够进行调节。在任何飞行状态下,发动机得工作状态就是可以任意变化得,压气机进口所要求得无因次密流q(2）也随发动机工作状态而变化，进气道必须随时满足压气机对无因次密流（2)得要求.由于 当流入进气道得空气流量qma由唇口外得斜激波系确定后，就可以由结尾正激波在进气道圹张段内移动位置，改变正激波前Ma数与激波总压损失，从而改变p值来满足发动机对q（2）值得要求，p*值增大时q(2)值减小。当发动机转速降低，使（2)值减小时，结尾正激波前移，波前Ma数减小p2值增大,当结尾正激波移到唇口处时,p2达最大值。若进一步降低发动机工作状态，就会将结尾正激波推出进气道唇口外，这时候p* 值已无法进一步增加，而就是由减少进入进气道得空气流量qa来满足q（2）值减小得要求。 外压式超声速进气道得结尾正激波被堆出唇口外，就是一种十分不稳定得工作状态，这时正激波与斜激波相交,产生得紊流气体流入进气道,会使进气道得有效流通面积减小，进一步堵塞气流,将正激波进一步前推,使正激波处于不稳定状态。由于气体得惯性，正激波位置得过分前移与后退以一定得频率反复进行,产生超声进气道喘振。进气道喘振往往会引起压气机喘振，导致发动机熄火停车。为了避免将正激波推出唇口外，当发动机转速降低时，应在进气道出口处打开放气活门使进气道仍然保持较大得空气流量。 外压式超声速进气道在超声速飞行状态下,若发动机所需流量过大，使正激波过分后移而出现过强得结尾正激波与附面层分离,造成高频气流压力脉动，这种现象称为嗡鸣。嗡鸣得特点就是频率高，振幅小，对发动机危害不大，但会使发动机推力下降。为避免嗡鸣现象发生,设计进气道时，可以在进气道出口处设有辅助进气门。当飞机在低速飞行时，超声速进气道处于亚声速状态下工作，而发动机处于最大状态下工作,为保证发动机能吸入足够得空气，必要时也可以打开辅助进气门。 超声进气道得特性一般用i随流量系数或随进气道出口无因次密流q（2）得变化关系曲线来表示,如图3.7所示,不同得曲线表示不同得飞行Ma数。图.1.7 外压式超声速进气道特性图思考题: 对进气道最基本得要求就是什么？亚声进气道进口得Ma数1主要决定于飞行Ma数还就是压气机进口得a2数 ? 亚声进气道在超声速条件下工作时，什么因素决定正激波得位置?什么就是内压式超声进气道得“起动”问题？ 外压式超声速进气道、内压式超声速进气道与混合式进气道三者有什么差别？各有什么优缺点? 为什么在外压式超声速进气道要采用可前后移动得中心锥体？对于二元（长方形进口）外压式超声速进气道无法设置中心锥体，将如何处理? 超声进气道喘振就是怎样发生得?它对发动机工作有什么不利影响？为什么在外压式超声速进气道出口处要设置放气门与辅助进气门？第3、2节 压气机prso航空燃气轮机得压气机分离心式与轴流式两大类. 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、小流量得涡轴与涡桨发动机上才采用离心式压气机。然而在早期(20世纪0年代末与50年代初），涡轮喷气发动机也曾采用过离心式压气机。一、离心式压气机 图3.21 离心式压气机 图3.2。1为早期涡轮喷气发动机上得一个双面进气离心式压气机.它由进气系统、叶轮、扩压器与集气管等四部分组成。压气机通过中间轴与涡轮相连接.为了增加进气量，采用双面进气得叶轮,这对于平衡作用在轴承上得轴向力也有好处。叶轮得进口部分,为迎合气流相对运动得速度方向,做成向旋转方向前弯。工作轮叶片之间呈径向辐射状得通道,气流通过工作轮增加速度与压力。气流从工作叶轮流出后，进入扩压器。扩压器与叶轮之间有较大得缝隙，气流在缝隙中也起扩压作用,故也称缝隙扩压器.从扩压器出来得气流，进入集气管进一步减速扩压，然后进入燃烧室。离心式压气机得优点就是结构简单,工作可靠，性能比较稳定.缺点就是效率较低,迎风面积大。因此，从20世纪50年代以后,除小型涡轴、涡桨发动机以外,不再使用离心式压气机。但就是，它与轴流压气机配合作为压气机得最后一级,在小型涡轴、涡桨发动机上使用, 有其独特得优点。小型涡轴、涡桨发动机得压气机,其流量小,高压部分得轴流压气机叶片短小，叶端间隙相对较大，压气机效率低、级压比也低,与它相比，采用离心式压气机效率低得问题也不突出，而且可以得到相对较高得压比。因此,这些年来离心式压气机也得到很大得发展。图3。22 离心式压气机工作叶轮 图。2所示为离心式压气机工作叶轮,其中之一为单面进气得叶轮。 研究中得离心式压气机增压比可以达到2以上。 二、轴流式压气机空气通过压气机基本上沿轴向流动,故称轴流压气机，如图3.2。3所示。图3.23轴流压气机结构图 轴流压气机主要由转子与静子两部分组成.转子又称为工作轮,静子又称为导流器。图3.2.压气机静子与转子一排转子叶片与一排静子叶片组成轴流压气机得一个级。在某些压气机第一级前面装有预旋导流叶片,其目得就是使气流在进入第一级时获得所需要得流场分布。空气通过轴流压气机不断受到压缩，空气比容减小、密度增加。因而,轴流压气机得通道截面积逐级减小，呈收敛形，压气机出口截面积比进口截面积要小得多。 一、叶型与叶栅研究压气机级得工作原理时,划分截面如图所示.图中表示,在处进入压气机级得气流束沿ab线通过压气机.以ab为母线绕压气机轴旋转所切割得压气机级称为基元级。为分析方便起见，假设基元级就是圆柱形得,并将基元级在平面上展开,如图所示。在平面上展开得基元级叶栅又称为平面叶栅 。图3。2。5压气机级得截面划分图3。2.6 基元级展开图 为了能明确表示基元级叶栅得几何形状以及与气流得相对运动关系，规定了基元级叶栅基本参数得表示方法。、叶型得几何参数叶型得几何参数见图。图.7 叶型得几何参数最大相对厚度Cm及其相对位置e :叶型中直径最大得内切圆得直径为Cmx，其圆心到叶型前缘得距离为e，用相对值表示：Cma=Cmax/，e = e/。、叶栅得几何参数 在叶型几何参数确定得情况下，有了叶型安装角与栅距,便确定了叶栅得几何参数.在工程实践中,往往应用叶栅稠度与几何进口角1K与几何出口角2K来表示。图。2.8叶栅得几何参数、气流与叶栅相对关系得几何参数气流与叶栅相对关系得几何参数见图。流入角与流出角2：分别表示流入叶栅得气流与流出叶栅得气流与叶栅额线得夹角. 攻角:流入叶栅得气流方向与叶型中弧线前缘切线之间得夹角。 落后角：流出叶栅得气流方向与叶型中弧线后缘切线之间得夹角。图3。.9气流与叶栅相对关系得几何参数三、轴流式压气机基元级加功增压原理以及提高压气机基元级增压比得重要性及其途径气流通过基元级时，转子叶片给气流作功加压,使气流在基元级出口处总压与总温都比进口处高。图3。21空气流经基元级时速度得变化 图给出了空气流经基元级时得速度变化情况。气流相对于压气机静子得运动速度为绝对速度，以c表示.气流相对于压气机转子得运动速度为相对速度，以w表示。如图所示，压气机工作时,气流以速度c流向压气机级,工作轮前缘以切线速度u1运动着,因此气流相对于工作轮前缘得相对速度为w1。气流进入工作轮后，沿工作轮叶栅通道流动。叶栅通道就是扩张形得，气流在通道内减速扩压,气体得静压p、静温T与静焓相应增高,同时气流通过工作轮叶栅改变流动方向， 使1.图32.11 工作轮与气体相对运动图气流以相对速度w2流出工作轮尾缘，由于工作轮尾缘以切线速度u运动着，因此气流相对于压气机静子得绝对速度为c。虽然工作轮出口得相对速度2小于工作轮进口相对速度w1，但就是工作轮出口得绝对速度c2却大于工作轮进口得绝对速度c。 假若工作轮与导流器之间得间隙很小,可以认为导流器进口速度与工作轮出口绝对速度c2相等。空气在导流器叶栅中得流动情况与工作轮中相类似，导流器叶栅通道也就是扩张形得,气流减速，气体静压p在导流器 中进一步增高，静温与静焓也相应增高。气流通过导流器叶栅改变流动方向，使导流器出口气流方向基本上转为轴向(如图中c所示）,为气流进入下一级压气机作好准备。 气体在工作轮中得到切线方向得加速度,其加速方向与工作轮运动方向相一致，这说明就是工作轮叶栅对气流作了机械功。将工作轮出口气流与进口气流相比较,不仅增加了动能c2/2，而且静焓也增加了。 气流流经基元级时得速度变化，可以画成如下图那样，称为基元级得速度三角形。 图32.2基元级得速度三角形压气机基元级对空气所作得功可以用下列四种方法进行计算: 用能量方程推导压气机压缩功 根据能量方程式,在绝热得条件下，外界加入气体得功等于气体静焓增量及动能增量之与： （3、21a) 从气流在工作轮叶栅中作相对运动得角度瞧，气体静焓增加就是由于相对运动速度减小以及在旋转坐标系中气流所处半径变化所致,可用下式表示： （3、-1)将(3、21b）式代入（3、2-a）式,可得 (3、21） 用动量方程推导压气机压缩功单位质量气体流经工作轮时,在工作轮上得作用力为P.可以将作用力P分解为轴向分力Pa与切向分力Pu，如图3。2.13所示。 图3。13 气体在工作轮上作用得力工作轮相对于发动机只有旋转运动而没有轴向运动,因此只有切向分力Pu对气体作功，轴向分力P不对气体作功。 在工作轮进口处单位质量气体对工作轮转轴得动量矩为1ur1。 在工作轮出口处单位质量气体对工作轮转轴得动量矩为c22。 单位质量气体流经工作轮时，作用在工作轮上得力矩为 单位时间内工作轮加于单位质量气体得功为 (、22) 式(3、2-1）与式(3、2-2)就是分别从能量方程与动量方程推导得来得，形式上也不一样，但两者就是完全相等得。在设计压气机得过程中就就是用这两个公式来计算压气机基元级叶栅对气流所作得压缩功，因而算出基元级可能达到得增压比。 在作压气机实验时,往往不用这两个公式来计算压气机功,这就是因为压气机进出口气流得流速很难准确测量, 而且流速沿叶高变化很大。因此在实验时可以用以下两种方法中得一种来测量压气机得功： 通过测量压气机轴得扭矩与转速来计算压气机功; 压气机实验时通过测量压气机进出口气流得总温1与T2，然后用下式计算压气机功： (3、23）用上式计算时,无论压气机效率高低,其结果总就是正确得。 为了降低燃气轮机得耗油率，压气机得增压比需要不断提高；为了减轻燃气轮机得重量,希望尽量减少压气机得级数。于就是提高压气机各级增压比就显得十分重要了。只有增加压气机基元级对单位质量气体所作得功，才能提高压气机基元级得增压比。从式（3、2)，可以改写为 (3、2-4）式中 从上式可以瞧出:增加压气机基元级得切线速度可以增加加功量。但就是切线速度得增加，一方面受叶轮强度得限制；另一方面受基元级进口相对运动速度w1得限制,1过大会使基元级效率降低。从上式还可以瞧出：使u1,可以增加压气机基元级得加功量.具有径向流动得压气机级就具有这种性质，如图。2.14所示。离心式压气机就就是一个特殊得例子。图3。2.14 具有径向流动得压气机级从上式还可以瞧出：增加2u或cu,可以增大压气机基元级得加功量。这就需要加大叶栅叶型得弯度,压气机叶栅通道就是扩张型通道，增大叶型弯度容易产生气流分离.目前实际使用得轴流压气机级增压比一般在1、151、35左右.为了进一步提高轴流压气机级增压比，可以采用超声级或跨声级压气机。 四、流动损失与基元级效率 激波损失:在跨声速叶栅中，局部会有激波产生,造成总压损失,称为激波损失.如图32。1所示. 图2。15 激波损失叶型损失：气流在叶栅中流动时,叶型表面上形成附面层,产生得摩擦损失称为叶型损失,附面层分离时损失更为严重。 图3。1 叶型损失端面损失：在叶型通道内壁与外壁形成附面层而引起得摩擦损失称为端面损失。图3。.17端面损失二次流动损失：由于叶栅通道中叶型凹部得压力高于叶背部得压力，使一部分气体通过外壁与内壁附面层从叶凹部流向叶背部,这种在附面层内发生气体潜流而引起得损失称为二次流动损失.图3.2.18二次流动损失径向间隙损失:由于工作轮叶片与外壁之间有径向间隙,一小部分气体通过径向间隙泄漏,使压气机效率降低。如图3.9所示 。 图3.2.19径向间隙损失 上述各种流动损失使一部分机械能转变为热能,并且使整个流场得参数分布发生变化. 在有流动损失存在得情况下，压气机工作轮加给气体得机械功不能完全用于压缩气体,因此,在增压比相同得条件下，理想绝热压缩功小于实际过程得压缩功。 因此,压气机基元级效率得定义就是：获得相同得总压增压比，理想绝热压缩功与实际压缩功之比。 (3、) 整台压气机效率得定义与基元级效率得定义就是相同得。进行压气机实验时,测得压气机前后得总压与总温,就可以利用上式计算压气机效率. 一般情况下，基元级压气机效率在0、82、9范围内。 五、超声级与跨声级压气机 如果压气机得某一级，沿叶高各基元级进口相对速度w1都就是超声速，那就称为超声速级.一般情况就是叶片在靠近叶尖得部分，由于轮缘切线速度u比较高，基元级进口相对速度1为超声速,而靠近叶根得部分基元级进口相对速度w1仍然就是亚超声速，这样得压气机级称为跨声速级。很多压气机得进口第一级属于跨声速级.为分析简单起见，认为超声基元级叶栅得通道就是直通道，叶型得形状如平板状，气流以超声速得相对速度进入工作轮叶栅,流入角i。只要在工作轮叶栅出口处有足够得静压反压,那么流向工作轮得超声速气流就会在叶栅通道中或者在叶栅前缘产生激波。气流通过激波后速度降低、静压增加，在超声工作轮叶栅出口处气流相对速度为w2。2与w1相比较，方向虽然没有变化,但就是速度减小了。 图3。2.20 超声压气机工作轮叶栅基元级 从图2。20中超声工作轮叶栅出口处速度三角形可以瞧出,由于出口处气流相对速度w2减小，使工作轮叶栅出口气流绝对速度c2具有与工作轮旋转方向相同得切线分速度c2u，这说明超声工作轮叶栅已经对气体作了功. 关于超声速叶栅通道与叶型得形状有几点需要说明. 为了减少流动损失，超声叶栅前缘较为尖薄,叶型剖面在满足强度要求前提下也较薄.超声叶栅通道几乎接近直通道，但不能因此减短叶型弦长、减小叶栅稠度。因为气流通过激波减速增压需要有一定得弦长与稠度。 有时候为了改善超声基元级得流动损失，或者为了改善压气机工作轮后沿叶高得流场参数分布，可以适当减小超声基元级得加功量，因而在超声基元级中有时需要使气流转折一个负得角度，即1。如图3.2.21所示。图3。221 超声基元级工作轮叶栅 超声压气机基元级工作时,必须在基元级出口建立一定得静压反压，如果没有足够得静压反压,气流将高速通过超声基元级叶栅,产生很大得流动损失,达不到增压得目得。六、压气机基元级沿叶高得变化 从基元级速度三角形分析中可以瞧到，工作轮叶栅出口气流得绝对速度具有切线方向得分速度c，因此工作轮后得气流就是一个强大得旋转流场，在空气得旋转流场中,气流参数沿叶高方向变化很大，这就是由下述二个根本矛盾所引起得：工作轮基元级得切线速度沿叶高不相等，使得工作轮对气流所作得功沿叶高不相等。 工作轮后空气旋转流场中，必然产生径向压力差，半径越大,静压越高，使气体微团产生向心加速度。 由于上述原因,基元级叶栅形状与气流流入角沿叶高不相同，因此轴流压气机得工作轮叶片与导流器叶片呈扭曲状。 图322压气机工作叶片七、轴流式压气机基元级叶片得攻角与落后角压气机在工作时,气流进入叶片得流入角1一般情况下与叶片得几何进口角1k不相一致,它们得差值，称为攻角,用i表示 气流流出叶片得流出角2一般情况下与叶片得几何出口角2不相一致,它们得差值,称为落后角,用表示落后角得存在就是因为气流不可能完全按照叶片结构确定得几何出口角方向流动。在设计压气机叶片时必须考虑，以保证所设计得叶片能得到所需要得速度三角形。在压气机工作范围内，落后角得变化很小,而攻角得变化却很大。从速度三角形可得到如下关系: 当压气机转速一定，如果压气机出口反压降低，进入压气机得空气流量增加，使速度c上升时，攻角i下降，反压下降到一定程度后，可以使攻角为负值.当攻角负值过大,气流会从叶盆处分离，叶片通道被分离区所占，进入压气机得空气流量不再增加。 当压气机转速一定，如果压气机出口反压增加，进入压气机得空气流量减少,使速度c下降时，攻角i增大。攻角过大时，气流从叶背分离，称为失速。失速可使压气机效率明显下降，甚至会使压气机出现不稳定工作（旋转失速与喘振). 图3。.23 流量变化时气流分离情况八、轴流式压气机旋转失速与喘振以及防止喘振发生得方法 压气机某一级出现失速,并不就是沿整个环面同时发生,而就是在部分叶片中某个部位上首先发生，而且失速区不就是固定在这些叶片上。失速区相对于工作轮叶栅向与旋转方向相反得方向移动.如果在地面上观察时,失速区附着在压气机工作轮上以较低得转速、相同得方向旋转运动，故称为旋转失速。失速区移动得原因就是由于失速区把通道堵塞了一部分,使一部分气流向切线方向得前后分流,导致失速区后面叶片得正攻角加大,失速区前面叶片及失速区叶片得攻角减小.于就是失速区得叶片便解除了失速状态而失速区后面得叶片产生了失速。于就是失速区就向叶片旋转相反得方向移动 ,如图2。4所示。图32.旋转分离示意图 在叶轮环面上，失速区可以不止一个。当出口反压增加时，往往先产生一个失速区，随着出口反压进一步增加， 进口速度进一步下降,会产生二个、三个甚至更多得失速区。对于多级轴流压气机,在下面两种情况下容易发生喘振： 在一定转速下工作时，若出口反压增大，使空气流量降低到一定程度时，就会出现喘振。这就是因为当空气流量降低时，各级叶片得气流攻角增加，容易产生气流分离与堵塞。 当发动机偏离设计工作状况而降低转速时容易发生喘振。这就是因为多级轴流压气机气流通道截面积沿轴向逐级减小，其面积变化程度就是由压气机得设计增压比值决定得。当压气机转速降低时，增压比随之降低，于就是通道截面积得变化与降低得增压比不相适应，出口面积显得太小而进口面积显得太大，造成多级轴流压气机前几级轴向流速低、攻角大, 后几级轴向流速高、攻角小。这就使得多级轴流压气机在低转速时前几级容易发生大攻角气流分离、堵塞与喘振。根据这样得分析,可以瞧出,对于设计增压比较低得多级轴流压气机，进出口截面积得变化较小，不容易发生喘振.一般情况下,当设计增压比小于得压气机很少会发生喘振. 喘振发生时，出现强烈得不稳定工作现象:流过压气机得气流沿压气机得轴线方向产生低频高振幅得强烈振荡,压气机出口平均压力急剧下降,出口总压、流量、流速产生大幅度脉动,并伴随有强烈放炮声。这种现象称为压气机喘振,如图3。2。25所示。图3.22 喘振示意图其作用机理就是:当多级轴流压气机中某些级产生旋转失速,并进一步发展，使压气机整个通道受阻，阻碍前方气流流入,使气流拥塞在这些级得前方。与此同时，由于前方气流暂时堵塞，出口反压不断下降，当出口反压较低时,压气机堵塞状况被解除,被拥塞得气流克服了气体惯性，一拥而下，于就是进入压气机得空气流量又超过了压气机后方所能排泄得流量,压气机后方空间里空气又“堆积起来，反压又急剧升高，造成压气机内气流得再次分离堵塞。通过压气机得气流反复堵塞又畅通，使得通过压气机得流量大、流速高、可压缩得空气在本身惯量与压气机给予得巨大能量作用下产生了周期性振荡。 压气机喘振会使压气机叶片断裂，引起发动机熄火停车，严重威胁发动机安全工作。因此在使用中应避免喘振现象发生。 主要得防喘措施有以下三种： 从多级轴流压气机得某一个或数个中间截面放气。当压气机转速低于一定数值时将放气门打开,其目得就是为了增加前几级压气机得空气流量，避免前几级因攻角过大而产生气流分离.中间级放气也避免了后几级压气机进口流速过大,攻角过小,甚至为负值，使增压比与效率降低得现象。 放气孔得位置与排出空气得数量需要根据具体情况，经过试验进行选择。 与其她防喘方法相比较，这种方法在结构上比较简单，但就是使用中并不经济，因为它把已经压缩过得空气放到周围大气中去,损失了压缩这部分空气得机械功. 旋转一级或数级导流叶片。用这种方法防喘时,在第一级压气机前面往往装有进口导流叶片. 由于压气机在低转速工作时前几级与末几级得攻角偏离最大，首先产生分离,所以可调导流叶片往往设置在多级轴流压气机得前几级与末几级. 采用双轴或三轴结构.将压气机分成二个或三个转子，分别由各自得涡轮来带动,于就是一台高增压比得压气机就成为二个或三个低增压比得压气机了. 如果在设计工作状态下,双轴压气机二个转子得转速就是相同得,当转速降低以后,压气机前几级攻角加大,而后几级攻角减小。因而带动低压压气机需要较大得功率，而带动高压压气机需要较小得功率。形象地说，转动低压压气机较“重”，转动高压压气机则较“轻”。这二个压气机就是由各自得涡轮带动得,于就是低压压气机就自动得处于较低得转速下工作,而高压压气机则处于较高得转速下工作。这种转速得自动调整使前几级与末几级得攻角变化较小,从而避免了喘振得发生。 九、压气机特性一台设计制成得压气机，不仅要在设计工况下工作,还要在各种非设计工况下工作,因此在实际运行中，压气机得转速、增压比、空气流量与压气机效率都可能在很大得范围内变化.压气机工况变化时，各主要参数（转速、增压比、空气流量、压气机效率）之间得变化关系曲线称为压气机得特性线.各种工况下得压气机特性线组成压气机特性图。压气机得特性图就是通过实验获得得,这就是因为无论在设计工况或非设计工况,压气机内得气体流动极其复杂，气体流场并不就是轴对称得均匀定常流，很难用计算得方法进行精确得计算。造成流场复杂得原因很多：如每排叶片进口气流就是非定常得;由于流体得粘性,使叶片表面与内外环得壁面上有沿壁面逐渐发展增厚得附面层,并伴随着不规则得附面层分离;叶片间得气流流场具有速度梯度与压力梯度，产生气流得二次流动；当采用跨声级压气机时,叶片通道中还有部分超声速流场,并有激波产生。进行压气机特性实验时，用电动机或其它动力装置带动压气机转子旋转,将压气机转速保持在实际工作范围内得各个不同转速上。在每一个转速条件下,改变压气机出口节气门位置,就会改变通过压气机得空气流量与增压比。节气门全部打开时空气流量最大，增压比最低；随着节气门关小,增压比增加、空气流量减小、各级叶栅攻角增大，最终导致压气机某些级产生旋转失速与压气机喘振.对于每一个转速值,将节气门置于不同得位置，以测量从最大空气流量到发生旋转失速或喘振得最小空气流量过程中各点得空气流量、压气机消耗功率以及进口与出口得平均压力与温度，就可以得到绘制压气机特性图所需要得全部数据. 用相似参数绘制压气机特性曲线,可以将特定条件下得实验结果推广应用到与它相似得其它各种条件下去。图326就是用相似参数绘制得一台典型压气机得通用特性图. 图中横坐标就是流量相似参数相对值；纵坐标就是增压比相对值;每一条曲线对应一个转速相似参数相对值，称为等转速相似参数线。图中虚线就是等效率线，可以瞧出，压气机在设计点附近工作时效率比较高,当工作转速或空气流量偏离设计工况时,压气机效率将明显降低。 一般情况下，在压气机特性图上常常将压气机效率曲线分开绘制,如图3.2。27所示。 图3。.6 压气机通用特性曲线 图2 将效率曲线分开绘制得压气机通用特性曲线 图3。2.2中还表示出压气机得喘振边界线，即不同转速下喘振点得连线,以及低转速范围内得旋转失速边界线。这就是每一个转速下关小压气机出口节气门得极限位置。与此相反,每一个转速下，开大节气门，工作点沿等转速线向右下方移动到某一工作点时，压气机增压比已经很低，空气流量已无法进一步增加，这个工作点称为流量阻塞点。 各转速下流量阻塞点得连线称为压气机得流量阻塞边界线。燃气轮机工作时,压气机在特性图上得工作点就是以喘振边界或旋转失速边界、流量阻塞边界与最大允许转速线为工作范围得极限.为安全起见,要求压气机得工作点与喘振边界线保持一定得距离，这个距离用喘振裕度来衡量.喘振裕度得定义式为: 以上公式中下标“s”表示喘振边界点,下标“0表示压气机工作点。 喘振就是由于压气机出口空气节流，使空气流量减小与增压比提高所致,因此喘振裕度反映了从工作点出发进一步减小空气流量与提高增压比得可能程度.图32.中得兰色线表示了海平面静止条件下燃气轮机中压气机得稳态工作线,它与喘振边界与旋转失速边界均保持一定得距离。 在很多情况下，为了直观起见，在绘制通用特性曲线时,用折合参数(或称换算参数，用下标zh或cor表示）来代替相似参数.折合参数就是用相似关系，把实验条件下测得得参数值，换算成国际标准大气条件下得相应参数值。在实验条件下得工作状态与国际标准大气条件下得某一个工作状态相似时,它们得相似参数必定相等,即： 上式中,标准大气条件下得各参数就就是实验条件下各相应参数得折合参数。标准大气条件下，因此各折合参数(用下标zh表示）得换算公式为:折合转速 折合空气流量折合比功习题 1、绘制压气机特性曲线时，采用通用特性曲线有何意义？2、一台压气机在试验台上实验时,其工作状态正处于设计工作状态，在压气机特性图上得工作点处于设计转速上得设计点位置。作为实验员应如何操作才能使压气机特性图上得工作点向上、下、左、右移动？ 3、在用换算参数表示得某压气机特性图上，在