軸流壓氣機工作原理

1、AVV*第二早軸流壓氣機的工作原理壓氣機是燃氣渦輪發(fā)動機的重要部件之一，它的作用是給燃燒室提供經(jīng)過壓縮的高壓、 高溫氣體。根據(jù)壓氣機的結(jié)構(gòu)和氣流流動特點，可以把它分為兩種主要型式：軸流式壓氣機和離心式壓氣機。本章論述軸流式壓氣機的基本工作原理，重點介紹壓氣機基元級和壓氣機一級的流動特性及工作原理。第一節(jié) 軸流壓氣機的增壓比和效率軸流式壓氣機由兩大部分組成，與壓氣機旋轉(zhuǎn)軸相聯(lián)接的輪盤和葉片構(gòu)成壓氣機的轉(zhuǎn) 子，外部不轉(zhuǎn)動的機匣和與機匣相聯(lián)接的葉片構(gòu)成壓氣機的靜子。轉(zhuǎn)子上的葉片稱為動葉， 靜子上的葉片稱為靜葉。每一排動葉（包括動葉安裝盤）和緊隨其后的一排靜葉（包括機匣） 構(gòu)成軸流式壓氣機的一級。 圖

2、3 1為一臺10級軸流壓氣機，在第一級動葉前設有進口導流 葉片（靜葉）。圖3 1壓氣機的增壓比定義為多級軸流壓氣機兀Pl(3 1)Pk :壓氣機出口截面的總壓；P；:壓氣機進口截面的總壓；*號表示用滯止參數(shù)（總參數(shù)）來定義。依據(jù)工程熱力學有關熱機熱力循環(huán)的理論，對于燃氣渦輪發(fā)動機來講，在一定范圍內(nèi)，壓氣機出口的壓力愈高，則燃氣渦輪發(fā)動機的循環(huán)熱效率也就愈高。近六十年來，壓氣機的總增壓比有了很大的提高，從早期的總增壓比3.5左右，提高到目前的總增壓比40以上。SubsonicTrang miicTransonic(wndw chord)u m m n m tnYearo總 AJHAAaid 一P

3、MQ圖3 2壓氣機的總增壓比發(fā)展歷程壓氣機的絕熱效率定義為效率公式定義的物理意義是將氣體從口“壓縮到p2，理想的、無摩擦的絕熱等熵過程所需要的機械功Ladk與實際的、有摩擦的、絕熱熵增過程所需要的機械功L k之比。圖3 3壓氣機熱力過程焓熵圖由熱焓形式能量方程 （2 - 5）式、絕熱條件、等熵過程的氣動關系式Tipik和Cp.R可以得到k仝Ladk =Cp（Tadk -T）RT（二 kk -1）k 一1Lk 二 Cp（Tk -Ti ）=上k 一1將（3 3）和（3 4）式代入到（3 2）式，則得到k .1k = sk -1討1效率公式（3-5 ）式可以用來計算多級或單級壓氣機的絕熱效率，也可以

4、用來計算單排轉(zhuǎn)子的絕熱效率，只要pk和T取相應出口截面處值即可。壓氣機靜子不對氣體作功，靜子adk(3 3)RT (士-1)(3 4)(3 5)的性能不能用效率公式（3-5 ）式衡量，靜子的氣動品質(zhì)用總壓恢復系數(shù)匚23反映，匚23 =* *p靜子出口 / p 靜子進口 。壓氣機的效率高，說明壓縮過程中的流阻損失小，實際過程接近理想過程。或者說，壓氣機效率愈高，達到相同增壓比時，所需要外界輸入的機械功愈少。目前，單級軸流壓氣機的絕熱效率可以達到90%以上，高增壓比的多級軸流壓氣機的絕熱效率也可以達到85 %以上。第二節(jié)軸流壓氣機的基元級和基元級的速度三角形高增壓比的軸流壓氣機通常由多級組成，其中

5、每一級在一般情況下都是由一排動葉和一排靜葉構(gòu)成，并且每級的工作原理大致相同，可以通過研究壓氣機的一級來了解其工作原理。為更加清楚地認識軸流壓氣機如何對氣體進行加功和增壓的工作過程和原理，還可以將軸流壓氣機的一級作進一步的分解和化簡?；喌姆椒ǎ河脙蓚€與壓氣機同軸并且半徑相差很小的圓柱面，將壓氣機的一級在沿葉高方向截出訂很小的一段，如圖 3-4和圖3- 5所示。這樣就得到了構(gòu)成壓氣機一級的微元單位一一基元級，壓氣機的一級可以看成是由很多圖3-5圓柱面上的基元級基元級由一排轉(zhuǎn)子葉片和一排靜子葉片組成，它保留了軸流壓氣機的基本特征。因.汀非常小，氣體在基元級中流動其參數(shù)可以認為只在沿壓氣機軸向和圓周

6、方向發(fā)生變化，在圓柱坐標系下，這樣的流動是二維流動。為研究方便，可將圓柱面上的環(huán)形基元級展開成為平面 上的基元級（如圖 3- 6）,在二維平面上研究壓氣機基元級的工作原理。圖3-6展開成平面的基元級在平面基元級中，動葉以速度 u平移，u相等于圓柱面上半徑為 r處基元級動葉的圓周運動速度，U 汀。要想了解氣體經(jīng)過基元級動葉時的流動情況，可以將坐標系建立在 動葉上，在隨動葉一起運動的相對坐標系下，研究氣體相對動葉的流動過程。靜葉靜止不動，可在絕對坐標系下研究氣體相對靜葉的流動。理論力學中介紹過，物體絕對運動速度等于相對運動速度和牽連運動速度的矢量和。根據(jù)這一原理，可以得到動葉進口和動葉出口的氣流速

7、度三角形，如圖3-6所示。圖中c為氣流的絕對速度，w為氣流相對動葉的速度，u為牽連速度(動葉或坐標系移動速度)，c、w 和u都是矢量。Ci是動葉進口氣流的絕對速度，C2是動葉出口氣流的絕對速度，也是靜葉進口的氣流速度。C3是靜葉出口的氣流速度。將動葉進口和動葉出口的速度三角形疊加畫到一起，就可以得到基元級的速度三角形， 如圖3- 7 (a)所示。在一般亞聲速流動的情況下，氣流經(jīng)過基元級的動葉和靜葉后，絕對 速度的周向分量Cu和相對速度的周向分量 Wu變化比較大，而絕對速度的軸向分量 Ca和相對 速度的軸向分量 Wa變化不大，可盡似地認為Ga C2a :- C3a。這樣，基元級的速度三角形可 進

8、一步化簡為圖3-7(b)所示形式。U1(a)圖37基元級速度三角形圖3 7(b)中的Ga為動葉進口絕對速度的軸向分量。C1u為動葉進口絕對速度的周向分量，C|U也被稱為預旋速度，C1u工0表示氣流在進入轉(zhuǎn)子之前就有了在圓周方向的預先旋轉(zhuǎn)， 如果CU與圓周速度U的方向相同，則為正預旋，如果C|U與圓周速度U的方向相反，則為反 預旋。Wu稱為扭速，：wu =W|u -W2u，在氣流沿圓柱面流動的情況下，=u2，可得到"：W "=Cu 二 C2u -Ciu。只需要確定C|a、Gu、u和 Wu四個參數(shù)，則簡化形式的基元級速度三角形(圖3 7(b)就完全確定了。由 Ga和Gu可決定C

9、 1,由C i和u可決定 W,由W和AWu可決定由W和U可決定C 2。第三節(jié)基元級中動葉和靜葉的作用及基元級的反力度一、基元級中動葉的作用壓氣機通過動葉驅(qū)動氣體流動完成對氣體作功， 作功的結(jié)果是將外界輸入的機械功轉(zhuǎn)變 成氣體的熱能和機械能，根據(jù)能量方程（ 2-5 ）式和（2-12 ）式，氣流流過動葉后，滯止溫 度（總溫）升高，靜壓和滯止壓力（總壓）增大。在基元級中，ri=a，應用方程（2 21）,可得到動葉對氣體的作功量為Lu =uGu -CiuU Cu（ 3- 6）（3 6）式表明，只要動葉對氣體作了功，則一定有. ：cu 0，即經(jīng)過動葉后氣體絕對速度的周向分量c2u增大，在C2a二Ga的條

10、件下，氣體的絕對速度 C2也增大。圖3 8為一亞聲速基元級，動葉進口相對速度w1和靜葉進口絕對速度 C2分別低于當?shù)芈曀?。亞聲速基元級中，動葉構(gòu)成的氣流通道從進口到出口偏轉(zhuǎn)了一定的角度，進口通道與壓氣機軸線的夾角大，出口通道與軸線的夾角小。在通道的偏轉(zhuǎn)過程中形成沿流向流動面積擴張，出口面積 a2R （垂直于出口流線的面積）大于進口面積Ac （垂直于進口流線的面積）。根據(jù)氣體動力學知識，亞聲速氣流流過擴張通道時，速度下降，靜壓升高。因此， 亞聲速氣流流過如圖 3 9所示的動葉后，氣體的相對速度W減小，靜壓升高，同時，相對速度的方向發(fā)生變化，'-2：1，由基元級速度三角形可得到絕對速度的方

11、向也發(fā)生偏轉(zhuǎn)，并且."：Cu 0。圖3 8亞聲速基元級工作原理圖39超聲速基元級工作原理圖3 9為一超聲速基元級，動葉進口相對速度w1大于當?shù)芈曀?。當來流相對馬赫數(shù)Mw1比較高時，超聲速基元級的動葉氣流通道可接近于等直通道，流道的偏轉(zhuǎn)角度和流通 面積的擴張都不明顯。氣流流過這樣的動葉通道后，相對速度的方向變化不大，J ：-但是相對速度的大小可以變化很大，如圖3 9, w2可以減小很多。原因是在超聲速來流下的動葉通道（槽道）中會出現(xiàn)激波，氣流通過接近于正激波形狀的槽道激波后相對速度的方 向變化不大，但相對速度減小，靜壓升高。由基元級速度三角形可得到氣流絕對速度的方向 發(fā)生偏轉(zhuǎn)，并且 u

12、 0。根據(jù)（3 6）式，在相同的圓周速度 u下，厶Cu愈大，動葉對氣體的加工量愈大。根據(jù) （2-13 ）式，氣體流過動葉時相對速度下降愈多，氣體的靜壓升高愈多。因此，無論是超聲速基元級還是亞聲速基元級，動葉對氣體的加工都是通過改變氣流絕對速度的周向分量并使 ：cu 0實現(xiàn)的，而氣流流過動葉后靜壓升高則都是通過減小氣流的相對速度實現(xiàn)的，只是超聲速基元級和亞聲速基元級在加功和增壓的方式上有一些差別。相對座標系下基元級動葉的機械能形式的能量方程為2 dp w；1 下2 _或者2 dpV Lf(3 7)2 2 w* _w2LfR為動葉流阻功?？梢妱尤~中氣體相對動能減少，靜壓升高 基元級中動葉的作用：1

13、.加功，2.增壓。二、基元級中靜葉的作用氣流經(jīng)過壓氣機基元級的動葉后，只要動葉對氣流作了功，則一定有氣流的 ."：Cu =C2Ciu 0，即動葉出口處的絕對氣流方向(比進口)更加偏離壓氣機的軸向。這 樣，在動葉的后面就需要有一排葉片，將氣流的方向重新偏轉(zhuǎn)到接近軸向方向，為下一級的動葉提供合適的進氣方向。從圖39中可以看出，靜葉的氣流通道也是進口處與壓氣機軸線的夾角大，出口處與 軸線的夾角小，沿流向流通面積是擴張的。亞聲速氣流流過擴張的靜葉通道后，氣流速度下降，靜壓升高，同時氣流方向偏轉(zhuǎn)到接近軸向。如果靜葉進口氣流的速度比較高 (Mc2 >0.85 ),那么，在靜葉通道的進口區(qū)域

14、也可能出現(xiàn)局部超聲速流動和激波，激波后的氣流以亞聲速流動，在擴張的流道中進一步減速和增壓。靜葉不對氣體加功，Lu =0，其機械能形式的能量方程為或者23dp2 Lfs(3 8)Lfs為靜葉流阻功。可見，靜葉是將氣體的動能繼續(xù)轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫ι?基元級中靜葉的作用：1.導向，2.增壓。氣流流過壓氣機基元級時各參數(shù)的變化趨勢見圖3 10。2口圖3 10氣體流經(jīng)壓氣機級的參數(shù)變化三、基元級的反力度（一）反力度的物理意義 前述氣流流過壓氣機基元級時，動葉和靜葉都對氣流有增壓作用， 定后，就存在一個基元級總的靜壓升高在動葉和靜葉之間的分配比例問題。 靜壓升高所占比重大，那么在靜葉中的靜壓升高所占比重則小，反

15、之亦然。當基元級的增壓比確 如果在動葉中的 實踐表明，基元級的靜壓升高在動葉和靜葉之間的分配情況，對于基元級對氣體的加功量和基元級的效率有較大的影響。因為，無論動葉或靜葉，靜壓升高意味著葉片通道中的逆壓梯度增大，而過大 的逆壓梯度將引起該葉片排中的流動產(chǎn)生分離，嚴重的分離會導致該葉片排失效，將使得動葉的加功和增壓能力下降，靜葉失效將使得靜葉的導向和增壓能力下降，葉中的流動分離都會引起流阻功增加、氣體的機械能減少和基元級的效率下降。為了說明基元級中的靜壓升高在動葉和靜葉之間的分配情況而引入了反力度的概念， 力度以門表示，定義如下：迤+ L1 p Lf 屈動葉失效 動葉或靜Lu（3 9）式中分母L

16、u為基元級對氣體加入的機械功，即輪緣功。在一般情況下，可以認為基元級出口（即靜葉出口）絕對速度c3的大小和方向都十分接近于基元級進口（即動的絕對速度 C,，即c3 ：-C,。對整個基元級應用能量方程（2 12 ）式，就有3 dp |i rLfRS -葉進口）Lu2 2二C3 -G23dP L2 p(3 9)(3 10)（3 10）式表明基元級的輪緣功全部消耗于動葉和靜葉中的增壓過程及克服流阻。因 此，反力度的定義（3 9）式反映了動葉中的靜壓升高占整個基元級靜壓升高的百分比的大 小，即反映了基元級中的靜壓升高在動葉和靜葉之間的分配情況。如3 -0.6，則大致表明動葉的中靜壓升高占基元級總的靜壓

17、升高的百分之六十，靜葉中的靜壓升高占基元級總的靜壓升高的百分之四十?，F(xiàn)代航空發(fā)動機壓氣機基元級的反力度范圍一般在0.550.70之間。在動葉加功量較大（也Cu較大）的情況下，如果反力度過低（<0.3）,則氣體通過動葉后靜壓升高不多，表明動葉加給氣體的機械能主要是動能，這樣動葉出口的速度c2就會很大，而且方向也偏離軸向很大，如圖3 11所示。這樣會加大靜葉的設計難度，在進口速度很高的情況下靜葉中的流動損失也將增加（后面會詳細介紹），因此，需要盡量避免反力度過低的現(xiàn)象發(fā)生。圖3 11過低反力度的速度三角形（二）反力度的計算公式對基元級的動葉應用絕對坐標系和相對坐標系下的機械能形式的能量方程，

18、可得2 2 Q G22 _ w2Lu 二（絕對坐標系下）2fdp+盹I p LfR上述兩式相減，可得2 2 2W -w2 C2（相對坐標系下）Lu 二2.所以2 w； -wf2Lu將一般情況下，Qa :“Cla條件和輪緣功-十C2u 心十 C1uC1u2u2u由（3 11）式可見，在加功量確定，即 口的預旋速度Gu來改變基元級的反力度，： 可降低反力度，減小正預旋，則反力度增大。（3 11）式表示的反力度可由基元級速度三角形中的速度參數(shù)計算出，這種反力度又稱為運動反力度。基元級的速度三角形確定后，可以用（3 11）式估算該基元級反力度的大小。22 dp| PLf第四節(jié)基元級的速度三角形分析2

19、2 2 2C2u Qa - Gu - Ga2LuLu'Lu二u Cu代入上式，得.C1u 也 cu=1 - -u 2uu和Cu確定的情況下，可通過調(diào)整基元級進避免出現(xiàn)反力度過大或過小的情況，增加正預旋,(3 11)一臺復雜的多級軸流壓氣機是由多個單級壓氣機串聯(lián)組成， 又是由很多個基兀級沿葉咼疊加而成。 壓，基元級構(gòu)成了軸流壓氣機的基礎。 級又是從確定基元級的氣動參數(shù)開始， 壓比、效率和壓氣機幾何尺寸等要求，動參數(shù)和動葉的圓周速度（這一部分內(nèi)容在有關專業(yè)書籍中有介紹） 速度（絕對和相對）、靜溫、總溫（絕對和相對） 等等，有了基元級的氣體速度和圓周速度參數(shù)后， 幾十年的實踐和經(jīng)驗總結(jié)，而其

20、中的每一個單級壓氣機 壓氣機是通過無數(shù)個基元級實現(xiàn)對氣體的加功和增 設計壓氣機從設計壓氣機的基元級開始，而設計基元可根據(jù)壓氣機的總體性能要求，如壓氣機的流量、 增計算并確定出多級壓氣機中每一個基元級處的氣體流，氣動參數(shù)包括氣體的、靜壓、總壓（絕對和相對）和氣體的密度 就得到了基元級的速度三角形。人類經(jīng)過已認識到速度三角形中的主要參數(shù)對壓氣機基元級的加功、增壓和低流阻損失等性能有著重要的影響。以下分別介紹決定基元級速度三角形的四個參數(shù)Ga、Ciu、U和 w 的選取規(guī)律以及它們對基元級性能影響的作用。（一）扭速 ：Wu的選取為提高發(fā)動機的推重比， 希望壓氣機的尺寸盡量小、 級數(shù)盡量少，落實到基元級

21、設計上， 就要求基元級的加功量要盡可能的大。從加工量公式Lu = u cu = u wu看，增大扭速.：wu可以增大基元級的加功量。但是，扭速.wu提得過高也會帶來一些不利的后果，以亞聲速基元級為例（圖 3 - 8）,在wi不變得情況下，要想增大 iWu，就必須加大氣流在動葉通道 中的偏轉(zhuǎn)角度也P （ AP = PPi ）。但是，要使高速氣流在擴張形通道中實現(xiàn)大的偏轉(zhuǎn)是 很不容易的，偏轉(zhuǎn)角度越大，氣流相對速度下降越多， 動葉通道中的逆壓梯度也就越大， 并且葉片表面附面層的發(fā)展也非?？?。這樣，當氣流偏轉(zhuǎn)角大到一定地步時，葉背表面的氣流就有可能不再貼附壁面流動，即發(fā)生如圖3- 12所示的分離流動。

22、 一旦發(fā)生流動分離， 則動葉的加功和增壓能力就會下降，動葉的效率也會下降， 壓氣機的流量也會因此而減小，這些都是不希望發(fā)生的。對超、跨聲速基元級而言，扭速, ；wu是靠強烈的激波系獲得的（如圖3-9所示），雖然超、跨聲速基元級的扭速.：wu可以比亞聲速基元級的扭速 .：Wu大很多， 但是，如果激波強度過大，激波本身就會帶來一定的總壓損失，而且更為重要的是激波與葉背表面的附面層相遇還會產(chǎn)生激波一一附面層干涉現(xiàn)象，使得葉背表面附面層更加容易分離或分離現(xiàn)象更嚴重， 使得動葉的效率急劇下降。因此，為了保證動葉的效率，無論亞聲速基 元級還是超、跨聲速基元級，都不能任意增加扭速：wu。圖3 - 12葉背流

23、動分離從基元級速度三角形中還可以看到，在w-i和u不變得情況下，扭速 =wu增大還會使動葉出口速度C2增大，并且C2偏離軸向的角度增大。C2是靜葉進口速度，在本章第三節(jié)中已介紹過靜葉除了增壓作用外，還有一個重要作用是導向作用，轉(zhuǎn)子出口偏離軸向很大角度的氣流要通過靜葉重新回到接近于軸向，在高速來流的條件下， 氣流在擴張的靜葉通道中， 偏轉(zhuǎn)角度過大也會出現(xiàn)流動分離現(xiàn)象。通常對基元級靜葉的進口速度是有限制的，要求MC2 E0.85 , ： 225。如果靜葉進口氣流的 MC2較大（即使MC2<1.0 ）,在靜葉通道進口區(qū)域，由于葉片厚度 的出現(xiàn)，流道面積是收縮的， 氣流流動是加速的， 有可能在靜

24、葉通道中出現(xiàn)局部的超聲速流 動和激波（如圖3- 13 （a）所示）。通常在設計基元級靜葉時，要避免靜葉通道中出現(xiàn)激波， 尤其是要避免激波貫穿整個靜葉通道的現(xiàn)象出現(xiàn)。一般認為，在靜葉通道中出現(xiàn)激波沒有太多的好處，雖然氣流經(jīng)過激波后靜壓會升高，但是激波本身也會帶來總壓損失和激波一一附面層干涉造成的分離流動損失。靜葉與動葉不一樣，動葉中激波造成的總壓損失可以通過動葉繼續(xù)對氣體加功使總壓得到恢復和升高，而靜葉不對氣體加功， 激波造成的總壓損失得不到恢復，在激波后的流動過程中由于摩擦等因素的存在，總壓還會繼續(xù)下降。此外，一旦出現(xiàn)了貫穿整個靜葉通道激波，還會對整個基元級的流量起到堵塞作用，因為在這種情況下

25、， 即使該基元級靜葉的后面還有其它級的壓氣機在工作，向后抽氣并降低了靜葉出口處的靜 壓，但這時的反壓變化已傳遞不到靜葉通道中的激波截面以前，整個基元級處在了流量不隨反壓變化的堵塞狀態(tài)。大加功量的壓氣機難設計， 有時是難在靜葉不容易設計。設計得不好的話，Mc在0.80以下，靜葉通道中就會出現(xiàn)較強的激波，造成靜葉總壓恢復系數(shù)低和流量變化范圍窄的后果。高負荷的壓氣機基元級設計，一定不要輕視靜葉的設計，即在選取扭速UWu時還要考慮到靜葉的設計困難。圖3 -13局部超聲速流動和激波(二) 動葉圓周速度 U的選取從基元級的輪緣功公式 Lu = ulcu = u=wU可以看出，提高動葉的圓周速度u，可以增大

26、動葉對氣體的加功量，從而可以增加壓氣機的級增壓比或減少壓氣機的級數(shù)。從基元級的速度三角形中可以看到，在相同的g條件下，提高圓周速度u ,會使動葉進口氣流的相對速度w增大，即動葉進口氣流的 M W1增大。早期的壓氣機設計為了使 Mw <1.0 ,對圓周速度u 的選取有一定的限制。隨著對適用于超、跨聲速來流的高速葉型的研究和應用，現(xiàn)在動葉進口的M幽已可以達到1.61.8，葉尖的圓周速度u也從早期300米/秒，上升到現(xiàn)今500米 /秒左右。選擇較高的圓周速度，一定要解決好超、跨聲速流動的激波損失問題，要精心設 計適用于高來流 皿叫的超、跨聲速葉型，將激波和激波一一附面層干涉造成的損失限制在 一

27、個較低的水平。此外，在目前的壓氣機葉片材料條件下，葉片的強度問題也是限制進一步提高圓周速度的因素之一。(三) 動葉進口軸向速度 c1a的選取動葉進口軸向速度 Ca的選取與發(fā)動機的流量有關，當壓氣機的進口面積一定時，若動 葉進口軸向速度 Ga大，則進入發(fā)動機的空氣流量就大，發(fā)動機的推力或輸出功率也就大。 若發(fā)動機的進氣流量一定，壓氣機動葉進口軸向速度Ga大，壓氣機的迎風面積就可以小。但是，Ga的選取也不能隨意增大， 過大的Ga將會導致很大的流動損失，尤其是在動葉的根部區(qū)域。壓氣機動葉的稠密程度如果在半徑較大的葉尖處是合適的話，那么隨著半徑的減小，在葉根處葉片的稠密程度就會過大，并且由于強度的需要

28、，動葉的根部葉型通常厚度也比較大，氣流流動的通道窄，氣流流速大，容易發(fā)生流動堵塞和流動損失劇增等問題。此外，由 氣動函數(shù)無量綱密流 q(Ma)隨Ma的變化關系可知，當 Ma增大到一定地步后，q(Ma)的P q(M )sin： A增大減緩，由流量公式m = Ka可知，壓氣機流量的增大也就不顯著了。因 此，也沒有必要將 qa增大到接近聲速。為了保證壓氣機有較高的效率和較寬的穩(wěn)定工作范圍，美國民用發(fā)動機的風扇 /壓氣機的進口軸向 Mc的選取值不超過 0.500.55，美國軍c1a用發(fā)動機的風扇/壓氣機的進口軸向 Ma1的選取值不超過0.600.65。前蘇聯(lián)為了追求發(fā)動機的迎風面積小，軍機的 Mc選取

29、值大于0.65 ( <0.68 ),壓氣機的效率就要犧牲一些。我C1a們國內(nèi)在壓氣機的研制過程中，在經(jīng)歷了許多經(jīng)驗教訓之后，也認識到Mc的選取至關重c1a要，當Mc >0.65，就有可能導致壓氣機的效率下降和喘振裕度降低。c1a（四）動葉進口預旋速度 cm的選取在多級壓氣機中，動葉進口的預旋速度C|u是由前一級的靜葉產(chǎn)生，壓氣機第一級動葉的進口要想獲得預旋速度 Gu，則需要在第一級動葉之前加裝進口導流葉片（也稱進口預旋 導葉）。動葉進口預旋速度 C|u對氣體在整個基元級中的流動和基元級的反力度有較大的影 響，在基元級設計時可以根據(jù)需要靈活選取動葉進口預旋速度Gu。（1）正預旋C|u

30、 （ C|u的方向與圓周速度u的方向相同）的作用在動葉進口軸向速度 Ga和圓周速度u不變的條件下，采用正預旋Gu可以減小動葉進口 的相對速度Wi，如圖3- 14所示。在動葉尖部，由于半徑大，圓周速度U大，動葉進口的相對速度w1就大，對多級壓氣機的進口級來說，由于此時氣流的溫度比較低（壓氣機尚未 對氣流加功），容易出現(xiàn)動葉進口相對 M%過高的現(xiàn)象，而 M%過高就有可能造成激波損失 大、動葉效率下降的問題，采用正預旋可有效降低動葉進口的相對Mw。圖3 14采用正預旋減小 w圖3 15采用正預旋增大Ga此外，在圓周速度 u不變、動葉進口 w1的大小不變、方向可以改變的條件下，增大正預旋C,u ,如圖

31、3 15所示，可增大動葉進口的軸向速度 c1a ,即可以增大壓氣機的流量或減 小壓氣機的迎風面積。反預旋Gu （ Gu的方向與圓周速度u的方向相反）的作用在壓氣機設計時，為了避免因不同葉高處的基元級對氣體的加功量不同而造成的沿葉高 不同能量氣體之間的參混損失，通常在設計動葉時安排加功量沿葉高分布基本相等，即Lu=u葉尖 Wu葉尖=u 葉根 Wu葉根, 這樣，在葉根處，由于葉根半徑小，葉根的圓周速度u葉根就小，則必須葉根處的扭速 Wu葉根大。這樣，動葉根部基元級的速度三角形就有可能出現(xiàn)如圖32 2W1 -W211所示的情況，從反力度的公式（2）可以看出，這種基元級的反力度很低，Lu并且動葉出口速

32、度c2大，C2偏離軸向的角度也大（。2?。?，對基元級靜葉的設計很不利。在這種情況下，如果采用反預旋 Gu，如圖3- 16所示，則可以增大基元級的反力度，減小 動葉出口速度C2，增大：2角度，改善基元級靜葉的設計條件。雖然采用反預旋會增大動葉 進口的相對速度 w,，但是，由于動葉的根部的圓周速度u小，一般情況下 W,不大，不會出現(xiàn)因M幽過大而帶來的動葉效率急劇下降的問題。圖3-16采用反預旋減小 q、增大：-2第五節(jié)壓氣機平面葉柵流動在亞聲速基元級中，動葉和靜葉構(gòu)成的葉柵通道以及氣流相對于動葉和靜葉的流動都有 著共同的特點，都是氣流在沿流向擴張的通道中減速擴壓流動，同時氣流的角度發(fā)生偏轉(zhuǎn)（由與軸

33、向的夾角大偏轉(zhuǎn)到與軸向的夾角?。?。因此，可以用單獨一排葉片來模擬氣流在基元級中動葉或靜葉中的流動，這種在平面上展開的模擬葉柵就是本節(jié)所要介紹的壓氣機平面葉 柵。早期的亞聲速壓氣機的動葉和靜葉的設計都是以平面葉柵試驗結(jié)果為依據(jù)的，壓氣機的流場數(shù)值計算最初也是從計算平面葉柵流場（二維流場）開始的，平面葉柵的理論和試驗研究在壓氣機的研制和發(fā)展過程中起到過非常重要的作用。雖然氣流在 二維平面葉柵中的 流動與在真實壓氣機中的三維流動存在著一些重要的差異（如沿葉高方向的壓力梯度和動葉中的離心力場等等），但是，對初學者來說，了解氣流在平面葉柵中的流動及平面葉柵的特性， 對于學習和掌握有關壓氣機的基本知識和理

34、論還是很有幫助的。本書第二章和第三章的前面內(nèi)容主要介紹的是壓氣機中的一維流動情況，即沿壓氣機軸向（葉片排前后）氣流流動參數(shù)會發(fā)生那些變化。本節(jié)將介紹壓氣機平面葉柵和氣體在平面葉柵中的二維流動情況， 即在單排葉片的范圍內(nèi)， 氣流流動參數(shù)沿壓氣機軸向和周向發(fā)生變 化的情況。一、平面葉柵的幾何參數(shù)平面葉柵是由多個形狀相同的葉片（通常7片以上）按一定的要求排列起來組成的，其幾何參數(shù)包括葉型的幾何參數(shù)和葉柵中決定葉片位置的葉柵幾何參數(shù)。（一） 葉型幾何參數(shù)（參見圖 3 17）（1）中弧線：葉型內(nèi)切小圓的中心的連線。（2） 弦長b:中弧線與葉型前、后緣的交點A點和B點之間直線為弦，長度以 b表示。（3）

35、最大撓度fmax及其位置a： fmax為中弧線到弦的最大垂直距離，最大撓度fmax的位置距前緣點距離為 a。在氣動上，具有決定意義的往往不是這兩個參數(shù)的絕對值的大小，f_ a而是其無因次相對值，故通常以f二皿 和a = 表示。bb（4） 最大厚度Cmax及其位置e：葉型的最大厚度為 Cmax，距前緣的位置為 e,常用相對值c = Cma 和 e = e 表示。bb（5） 葉型前緣角1和后緣角 2 :中弧線在前緣點 A和后緣點B的切線與弦之間的夾角。(6) 葉型彎角二：V - 1 2，二為表示葉型彎曲程度的參數(shù)，二越大，則葉型彎曲越厲 害。(7) 葉型表面座標：用上述(2)(6)參數(shù)和選定的曲線

36、類型(圓弧、拋物線、多項式 等等)確定了葉型的中弧線以后，將原始葉型(中弧線為直線的對稱葉型，本書第四 章中有介紹)的厚度移植到中弧線曲線上，可得到葉型的表面座標。葉背表面也稱為 葉片吸力面，葉盆表面也稱為葉片壓力面。(二) 葉柵幾何參數(shù)(參見圖 3 18)(1 ) 葉型安裝角'-y :葉型弦線與葉柵額線的夾角，葉柵額線是連接所有葉片前緣A點的直線，葉型安裝角確定了葉型在葉柵中的安裝(角度)位置。(2 ) 柵距t :兩相鄰葉型對應點之間沿額線方向的距離。有了葉型安裝角1 y和柵距t后,葉柵的幾何參數(shù)便完全確定了，但是在實際應用中，下面兩個參數(shù)使用起來更加直 接和方便，因而得到更多的應用

37、。K(3) 葉柵稠度：稠度等于弦長和柵距的比值，即二£，表示葉柵中葉片的相對稠密 程度。(4) 幾何進口角1你和幾何出口角 :分別是中弧線在前緣 A點和后緣B點處的切線 與額線的夾角，這兩個角度是確定氣流在葉柵進口和出口處方向的參考基準。二、亞聲速進口氣流在平面葉柵中的流動當葉柵進口亞聲速來流的 Ma比較高時(Ma達到0.8左右)，在葉柵通道的內(nèi)部就有 可能出現(xiàn)局部超聲速流動，如圖3 19(a)所示，這時的來流 Ma在氣動上被稱為臨界 Ma。將葉型的前緣放大看(圖3 19 ( b),葉型的前緣是一個半徑為 r1的小圓圓周的一部分，當氣流流到前緣處就分為兩股，一股流向葉背，一股流向葉盆

38、，于是在葉片前緣就有一個分叉點A。在A點處的氣流不可能同時具有兩個速度，所以A點處的速度應該等于零，A點也稱為前駐點。前駐點A不一定與前緣點 A相重合，前駐點A隨來流相對于葉片情況而定， 不是一個固定點。由于前緣小圓的半徑ri很小，前緣葉型的曲率很大， 產(chǎn)生了角加速度很大的繞前緣小圓 的加速繞流流動，從駐點 A繞向葉背的氣流繞流的角度大，產(chǎn)生了更大的加速，到達某一 點時（D點）達到聲速，此后超聲速氣流沿葉背凸面繼續(xù)加速流動并發(fā)出膨脹波，圖中虛線表示膨脹波，點劃線表示聲速線，葉背超聲速區(qū)以激波結(jié)束。 在圖中所示的來流方向條件下， 從駐點A繞向葉盆的氣流繞流的角度小，產(chǎn)生的加速小，葉盆附近沒有出現(xiàn)

39、局部超聲速流 動。葉型前緣部分的形狀對葉柵的臨界M%有比較大的影響，一般來講，前緣小圓的半徑r1增大、葉型的相對最大厚度 c增大和其位置e靠近前緣、中弧線的撓度f增大和其位置a靠 近前緣等因素，都會使葉柵的臨界Ma“減小，即在來流 Ma比較低的情況下，葉柵中就會出現(xiàn)局部超聲速流動和激波。圖3- 19葉柵中流動示意圖圖3 20為葉片表面附近的 Ma分布圖，從前緣開始葉背表面的 Ma 直升高，葉背表 面附近有局部超聲速區(qū)，激波前 Ma達到最高值，激波后 Ma迅速下降。葉盆的 Ma變化相 對比較平緩。在相同弦向位置上，葉背氣流速度大于葉盆氣流速度， 因此葉背靜壓小于葉盆由于氣體有粘性，葉片表面總有附

40、面層存在。葉盆表面由于逆壓梯度不大，所以附面層 不太厚，所帶來的摩擦損失也不嚴重。葉背表面的逆壓梯度比較大，附面層相對較厚，而且還有激波，激波后的靜壓突升會使葉背表面的附面層進一步增厚甚至分離，即產(chǎn)生激波一一附面層干涉現(xiàn)象。當氣流分別由葉背和葉盆流到葉型尾緣處時，葉片兩邊的附面層及附面層脫離葉片時產(chǎn)生的旋向相反的旋渦匯合到一起，形成葉片尾跡和產(chǎn)生尾跡旋渦耗散損失。尾跡是由附面層中低能量的氣體構(gòu)成，因此，尾跡區(qū)中的總壓比主流區(qū)低很多。此外，由于葉背表面的附面層厚，葉盆表面的附面層薄，造成尾跡是不對稱的，葉背一側(cè)的總壓虧損相對大一些，如圖3- 21 (a)所示。由于尾跡區(qū)中氣體的總壓和速度與主流區(qū)

41、中的不同，在葉柵的下游就會發(fā)生不同能量氣體之間的摻混現(xiàn)象，在摻混過程中也會有機械能的損失。隨著流動向下游發(fā)展，尾跡區(qū)逐漸加寬，但尾跡區(qū)與主流區(qū)的差異(不均勻程度)逐漸減小。圖3 21平面葉柵中的葉型損失60-50:p.s.S.S.il>iI40:tx圖3 22葉柵出口氣流角沿柵距方向分布葉柵出口的氣流角度沿柵距方向的分布如圖3 22所示，可將這一分布沿柵距方向進行質(zhì)量平均積分，得到葉柵出口的平均出氣角打02W2：2dt：2 宀.(3 12)f P2w2dt0 2 2(3 12)式中的'、W和為沿柵距方向每一位置處的當?shù)刂?，分母的積分值為單 個葉柵通道的流量。葉柵出口的平均出氣角：

42、與葉柵的幾何出口角-：2k通常不相等，它們之間的夾角被稱為落后角、；，、.二jk _爲。在平面葉柵二維流動的情況下，氣體在葉柵通道中沿曲線流動時，氣體所受到的離心力 與從葉片壓力面到吸力面的壓力梯度相抗衡，當氣流接近尾緣時， 由于從壓力面到吸力面的壓力梯度減小(在尾緣點處葉盆和葉背的壓差為零)，氣流趨向于靠近壓力面一側(cè)流動，葉型的彎角二越大，這一傾向越明顯，即氣流的落后角越大。從圖3-22上也可以看出，葉片壓力面的導向作用大于吸力面。從圖3- 18上可以看出，在葉柵出口處葉片壓力面與額線的夾角小于葉型中弧線與額線的夾角，因此，葉型尾緣附近的厚度也對落后角有較大的影響，葉片尾緣越厚，落后角越大。

43、葉柵中的流動損失由以下各項組成：(1) 附面層內(nèi)氣體的摩擦損失；(2) 逆壓梯度作用下的附面層分離損失，特別是激波一一附面層干涉會加重分離，導致分離損失急劇增加，如圖 3-21(c)所示；(3) 激波造成的總壓損失；(4) 尾跡損失(葉片兩側(cè)附面層在尾緣處脫體時產(chǎn)生的旋渦流動損失，如圖3 21(b) 所示)和尾跡區(qū)與主流區(qū)的摻混損失。以上損失也稱為葉型損失。三、平面葉柵的氣動參數(shù)平面葉柵中的流動是二維流動，葉柵中各點處的流動參數(shù)不相同，可以采用質(zhì)量平均的方法得到葉柵進出口氣流參數(shù)的平均值，用氣流參數(shù)的平均值來反映葉柵的工作狀態(tài)和葉柵的氣動性能，以下的平面葉柵氣動參數(shù)(參見圖3 18)都是平均值

44、參數(shù)：(1) 進氣角r :葉柵進口 11截面處氣流來流方向與額線的夾角。(2) 攻角i :氣流進氣角'-1與葉柵幾何進口角 、k之間的夾角，i - -1k - ：1 , i >0,表示 葉柵在正攻角下工作(如圖3 21), i <0,表示葉柵在負攻角下工作。(3) 出氣角：2 :葉柵出口 22截面處氣流出氣方向與額線的夾角。(4) 落后角：氣流出氣角'-2與葉柵幾何出口角 jk之間的夾角，：=-2 '2。(5) 氣流轉(zhuǎn)角=二：氣流流過葉柵后，氣流角度發(fā)生的變化，.廠二訂-訂，可以推導出 如下關系："=一2 一 1 = ( 2k 一、) 一 (-你

45、一 i)你 一 2k i=i 一、(3 13)(3 13)式表示，增大來流攻角i，如果氣流的落后角:不變，則氣流的轉(zhuǎn)角匚 增 大，或者，來流攻角i不變，流動分離造成落后角 :增大，則氣流的轉(zhuǎn)角二 減小。葉柵 的氣流轉(zhuǎn)角與動葉的加功和增壓性能以及與靜葉的導向和增壓性能密切相關，是反映 葉柵性能的重要參數(shù)之一。(6) 總壓損失系數(shù)：表示氣流流過葉柵時的總壓損失的大小，也是反映葉柵性能的重要 參數(shù)之一，其定義為* *一 Pl 一 P212(314)Pi -P1為了使用方便，利用葉柵總壓恢復系數(shù)二二衛(wèi)2和氣動函數(shù)P1二(Maj =衛(wèi)11 廠可得到P1(1+寧皿：尸1 (3 15)1-二叫)(7 )葉柵

46、進口馬赫數(shù) Ma1和葉柵出口馬赫數(shù) Ma2。（8）葉柵的靜壓增壓比P2Pl四、平面葉柵試驗平面葉柵試驗是通過實驗的手段來研究不同幾何特征的葉柵在不同的進口條件（Maa1和i ）和出口條件（M a2和卩2 ）下的葉柵氣動性能。在軸流式壓氣機研制歷程中的早期，Pl在理論計算和數(shù)值模擬還不能夠獲得準確的葉柵性能和流場信息的情況下，軸流壓氣機的設計主要是通過依據(jù)大量的平面葉柵試驗建立起來的數(shù)據(jù)庫進行的。由于平面葉柵試驗可以較為方便地提供詳細的葉柵流場信息，因此，直到現(xiàn)在，平面葉柵試驗依然在探索壓氣機中的流動機理和先進數(shù)值模擬方法的驗證等方面發(fā)揮著重要的作用。圖3 23亞聲速葉柵風洞平面葉柵試驗是在葉柵

47、風洞中進行的，首先介紹葉柵風洞（僅限于亞聲速葉柵風洞）。圖3 23為一平面葉柵風洞示意圖，風洞由上游氣源壓氣機供氣，氣流沿箭頭方向流入風洞的 穩(wěn)定箱段，在穩(wěn)定箱中，氣流的速度減小，上游氣源傳下來的脈動和不均勻性得到改善，穩(wěn) 定箱中的格柵可以將大尺寸的旋渦破碎。穩(wěn)定箱之后是風洞的收縮段，在收縮段氣流重新得到加速，在順壓梯度下，收縮段風洞壁面上的附面層會減薄，可使試驗段進口流場更加均勻。為了減小風洞壁面附面層的影響，葉片的高度不能太小，葉片高度h與弦長b之比，應h >2.0。由于是用有限葉片的葉柵來模擬無限葉片的葉柵（將環(huán)形葉柵展開到平面上相當 b于無限長的平面葉柵），葉片的數(shù)目應不少于 7

48、片。為了進一步減少風洞四個壁面上的附面 層的影響，在試驗段的進口，還采用了抽取壁面附面層的裝置。平面葉柵二維流場的試驗測1量應在葉柵中間通道的 丄葉高處進行。2圖3 24平面葉柵攻角特性圖3 24為試驗測量得到的平面葉柵攻角特性圖，當來流的攻角i從負值開始增大時，氣流的轉(zhuǎn)角二也隨之成比例增大，這是因為在攻角不太大的情況下，氣流沒有從葉背表面分離，所以氣流的出氣角：2基本保持不變（落后角 -也就基本不變），按照（3 13）式的規(guī)律，攻角增大幾度，氣流轉(zhuǎn)角也增大幾度。葉柵無分離流動狀況下的流動損失基本上就是 附面層內(nèi)的摩擦損失，因此總壓損失系數(shù)=基本上保持不變，并且總壓損失系數(shù)一比較小。 當攻角i

49、增大到某一數(shù)值in時，葉背表面開始出現(xiàn)流動分離，落后角 加大，氣流轉(zhuǎn)角厶：的增大減緩。由于分離會帶來流動損失，總壓損失系數(shù)逐漸增大。當攻角i增大到臨界攻角icr時，氣流轉(zhuǎn)角達到最大值 J：max，再繼續(xù)增加攻角i，氣流轉(zhuǎn)角 很快下降，而且 總壓損失系數(shù)急劇上升，這是因為當i >G后，葉背氣流發(fā)生嚴重分離所致。在很大的負攻角下，葉盆表面的氣流也會發(fā)生分離流動，因而總壓損失系數(shù)r也比較大。不同攻角下的葉片表面氣流分離情況如圖3 25所示。在來流低馬赫數(shù)的條件下（Ma < 0.40.6）,葉柵的性能（也P和石）只與來流的攻角i有關，但是，當來流馬赫數(shù) Ma > 0.60.7以后，葉

50、柵的氣流轉(zhuǎn)角.廠：和總壓損失系數(shù) 不但隨攻角i變化，而且還與葉柵的進口馬赫數(shù)Ma的變化有關。圖3 26給出了另一套葉柵在不同葉柵進口馬赫數(shù) M下的攻角特性。從圖中可以看出，隨著進口馬赫數(shù) M的增大， 低損失系數(shù)的攻角范圍變窄，而且的最低值明顯增大。這是因為葉柵中出現(xiàn)了局部超聲速流動和激波，激波一一附面層干涉會加重氣流的分離，導致總壓損失系數(shù)一迅速增大。圖3 25不同攻角下的葉片表面氣流分離圖3-26不同進口 Mj下的葉柵攻角特性五、超聲速進口氣流在平面葉柵中的流動特征以下介紹在進口氣流的相對速度馬赫數(shù)大于1.0情況下的葉柵內(nèi)部流動特征。前面在介紹壓氣機基元級中的流動時強調(diào)過要避免靜葉通道內(nèi)出現(xiàn)

51、較強的激波，因此靜葉進口氣流的相對馬赫數(shù)（也是絕對馬赫數(shù)）在一般情況下都小于1.0?，F(xiàn)階段進口氣流的相對速度馬赫數(shù)大于1.0情況只發(fā)生壓氣機的轉(zhuǎn)子上，即動葉進口氣流的相對馬赫數(shù)Mw1>l.O。而且，在目前的軸流壓氣機技術(shù)水平的條件下，動葉進口氣流的軸向速度馬赫數(shù)Mc仍a1 然小于1.0，在這種情況下，由葉片產(chǎn)生的對氣流的擾動（激波和膨脹波）是可以傳播到 葉柵進口（額線）以前和影響柵前流場的。圖3-27為來流相對馬赫數(shù)大于1.0和反壓p2 一定時雙圓弧葉型葉柵的流動示意圖（圖中的Ma為葉柵進口的相對M w1 ）。圖3-27超音基元流動示意圖由圖可見，葉片的前緣處存在一道脫體的曲線激波，這道

52、激波的下半截伸向相鄰葉片的葉背，并大體上接近于正激波的形狀。這一道激波被稱為槽道激波或通道激波。在槽道激波基本上是正激波的情況下，波后氣流減速為亞聲速。脫體曲線激波的上半段伸向葉柵的左上 方，稱之為外伸激波。連接槽道激波和外伸激波的弓形段稱為弓形激波。弓形脫體激波后的亞聲速氣流在前緣小圓前緣滯止點A處分成兩支，分別流向葉型吸力面和壓力面。沿吸力面流動的氣流，在流過前緣和吸力面曲面時重新加速為超音速，并發(fā)出一系列膨脹波，如圖虛線所示。氣流膨脹加速的程度，取決于ABCD所折轉(zhuǎn)的角度。由圖可見，在這些膨脹波中，由型面AB所發(fā)生的膨脹波和由同一葉片發(fā)出的外伸激波相交，并使外伸激波削弱和向后彎曲；由BC

53、發(fā)出的膨脹波和葉片 2所發(fā)出的外伸激波相交。由 C點發(fā)出的膨脹波打在葉片 2的脫體激波與滯止流線的交點上，稱這一道膨脹波為第一道吞入膨脹波；由CD發(fā)出的膨脹波和葉片 2所發(fā)出的槽道激波相交，并使槽道激波的強度有所變化。在D點處槽道激波波前的當?shù)伛R赫數(shù)最高，因而激波最強。由于受到來自本葉片和相鄰一片膨脹波的作用，夕卜伸激波的強度總體上被削弱，并且逐漸向后彎曲。外伸到無限遠處時，外伸激波被削弱為一道弱擾動波，即膨脹波和外伸激波在無限遠處完全抵消。 根據(jù)實驗和理論研究計算，外伸激波衰減得很快。因此，外伸激波通常為一道斜的弱激波，并在外伸過程中逐漸消失， 而槽道激波則大體接近于一道正激波。因此，在分析

54、和控制葉柵的增壓和流動損失時，應更加注意柵道激波。槽道激波導致的損失不僅在于激波本身引起的總壓下降，還在于槽道激波一直伸到下面葉片的葉背上，引起激波一一附面層干涉，它所造成的損失往往比激波本身引起的損失大得多。為了減少超音葉柵的損失，應設法降低槽道激波的強度，即降低槽道激波前的馬赫數(shù)。 在葉背型面 D點處波前馬赫數(shù)最高，而且激波一一附面層干涉也就發(fā)生在此型面附近，所 以，降低D點處的馬赫數(shù)會有效降低損失。由圖可見，減少D點以前的型面轉(zhuǎn)折角度數(shù)，即將葉型的吸力面進口段設計成小轉(zhuǎn)折角、零轉(zhuǎn)折角甚至負轉(zhuǎn)折角的型面（又稱為預壓縮葉型），可以降低D點處的Ma數(shù)。激波的存在一方面可以非常有效地將輪緣功轉(zhuǎn)化為壓力勢能，實現(xiàn)能量轉(zhuǎn)換；一方面， 過強的激波所產(chǎn)生的激波損失以及激波一一附面層干涉損失將使葉型損失急劇提高，進而使動葉的效率下降。因此，激波在葉柵通道中的存在有一個最優(yōu)的強度，跨音級的設計主要是合理布置激波結(jié)構(gòu)，使之不但在二維葉柵通道中的最優(yōu)，而且從三維葉片通道內(nèi)也以優(yōu)化的形式存在，這也是目前全三維PVD （Prescribed velocity distribution，指定速度分布）設計的目的。超聲速葉柵設計通常選擇在這樣一種通道激波結(jié)構(gòu)的形式：激波附體，葉柵通道存在進口區(qū)域弱波和通道內(nèi)強波的雙波結(jié)構(gòu)。因此