高压比吸附式压气机级气动性能设计与解析
吸附式跨声速压气机参数化设计研究
１ 设 计 和 分 析 方 法
１ Ｉ数 值 方 法 ．
罗建枫 一朱俊 强 卢新 根 ， ， ，
（ ．中国科 学院工程 热物 理研 究所 ； ． 国科 学院研 究 生院 北京 １０ ８ ） １ ２ 中 ０ ０ ０
摘 要 ： 文 借 助 Ｓ／ ２两 类 流 面 迭 代 和 ｓ 流 面 正反 问 题 混 合 计 算 方 法 ， 叶 片 吸 力 面 边 界 层 吸 气 为手 段 ， 本 １￥ ｌ 以
详 细研 究 了边界 层抽 吸 的吸气 量 和吸气 位置 对跨声 速压 气机 叶栅 气 动 性 能 的影 响 ， 果 表 明 叶 栅来 流 结
Ｍａ 和方 向一定 时 ， 吸气 位 置和 吸气 量是相 互 关联 的 关键 参数 ， 想的 吸 气 位 置应 该 是 在 靠 近 激 波后 边 理
迭代 计算 ， 中无 粘 计 算 部分 使 用 牛顿 法 求 解 欧 拉 其 方程组 ， 粘性 影响 由边界层 积分方 程计算 得 出的边 界
中 图分 类 号 ： Ｋ ７ ． Ｔ ４４ ８ １
提高转 子 的转速 或增 加 叶片 的气动 负荷 是提 高 轴 流压气 机级 压 比的 有 效途 径 ， 而转 子 转 速 的 提 然 高 除受 到叶 片所 能 承受 最 大 应 力 的 限 制外 ， 使 激 还 波本 身 以及激 波 所 诱 发 的 一 系列 损 失 增 加 。因 此 ，
讨 ， 文将 从 以上两 方面 展开பைடு நூலகம்详细 研究 。 本
高负荷压气机精细化设计
收稿日期：2021-06-18基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：尹松（1980），男，博士，高级工程师。
引用格式：尹松，郭海宁，魏崃，等.高负荷压气机精细化设计[J].航空发动机，2023，49（5）：129-135.YIN Song ，GUO Haining ，WEI Lai ，et al.Refined design of highly loaded compressor[J].Aeroengine ，2023，49（5）：129-135.航空发动机Aeroengine高负荷压气机精细化设计尹松，郭海宁，魏崃，赵月振，高山（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）摘要：为保证压气机在负荷水平不断提高的同时仍具有良好的气动性能，需要对级间匹配、泄漏流和端区流动的控制进行精细化处理。
为兼顾压气机效率和裕度2个指标，需要对流量系数进行精细筛选以获得其最佳取值；通过增加级的反力度，可以有效利用高负荷条件下转子的高稳定性，进而缓解负荷提高后静子易分离失稳的问题，同时使转、静子的扩散因子均得到较好地控制；级间引气流场对压气机的级间匹配有较大影响，需要对引气结构进行优化设计，并在气动设计过程中对相关叶片排的攻角、落后角作出补偿；合理控制篦齿封严泄漏流、转子叶尖泄漏流可以大幅提高高负荷压气机的气动性能；采用波浪壁流路可以较好地控制高负荷压气机的局部端区流动，实现其效率和裕度水平的提升。
关键词：高负荷压气机；级间匹配；泄漏流；端区分离；航空发动机中图分类号：V231.3文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.05.017Refined Design of Highly Loaded CompressorYIN Song ，GUO Hai-ning ，WEI Lai ，ZHAO Yue-zhen ，GAO Shan （AECC Shenyang Engine Research Institute ，Shenyang 110015，China ）Abstract ：To ensure that the compressor maintains good aerodynamic performance while continuously increasing its loading coeffi⁃cient,it is necessary to refine stage matching,leakage flow,and end zone flow control.To balance the efficiency and surge margin suitably,the optimum flow coefficient must be sifted out.By increasing the stage reaction degree,the high rotor stability under high load conditions can be effectively utilized,thereby alleviating the problem of flow separation and instability of the stator with increased load,and keeping the diffusion factors of the rotor and stator well controlled.Interstage bleed has a strong impact on stage matching,so it is necessary to opti⁃mize the bleed structure and adjust the incident angle and deviation angle of relevant blades properly.Reasonable control of labyrinth sealleakage flow and rotor tip leakage flow can significantly improve the aerodynamic performance of a highly loaded compressor;The use of a wavy wall flow path can effectively control the local endwall flow separation of a highly loaded compressor,achieving an improvement in its efficiency and stall margin.Key words ：highly loaded compressor;stage matching;leakage flow;endwall flow separation;aeroengine0引言为了满足未来发动机的发展需求，在保证总压比提高的同时，需要最大限度地减小压气机质量，其中收益最明显的途径就是减少级数，提高级压比。
燃气轮机压气机动叶片设计与计算
文章编号 ：１６７２—５５４９（２０１６）０１—００２４—０５
Ｖｏ１．４５ Ｎｏ．１ Ｍ ａｒ ２Ｏ１６
燃 与轮 机 压 号 栅 动 叶片 设 计 与 计 算
肖贾光毅 ，忻建 华
（上 海交通大学 机械 与动力工程 学院，上海 ２００２４０）
摘 要 ：利 用 传 统 压 气机 叶 片 亚 音 速 设 计 方 法 ，针 对 某 重 型 燃 气 轮 机 压 气 机 某 级 动 叶 片 ，采 用 等 环 量 与 等 进
ＸＩＡＯ Ｊｉａ—ｇｕａｎｇ—ｙｉ，ＸＩＮ Ｊｉａｎ—ｈｕａ
（Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｓｈａｎｇｈａｉ Ｊｉａｏｔｏｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｓｈａｎｇｈａｉ ２００２４０，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ： Ａｉｍ ｅｄ ａｔ ａ ｒｏｔｏｒ ｂｌａｄｅ ｏｆ ａ ｈｅａｖｙ－ｄｕｔｙ ｇａｓ ｔｕｒｂｉｎｅ，ｔＷＯ ｂｌａｄｅｓ ｗｉｔｈ ｆｒｅｅ ｖｏｒｔｅｘ ａｎｄ ｃｏｎｓｔａｎｔ ｄ１ ｒｏｏｔ－ｔｏ－ｔｏｐ ｇａｓ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ｒｅｇｕｌａｔｉｏｎｓ ｗｅｒｅ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｓｅｐａｒａｔｅｌｙ ｕｓｉｎｇ ｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌ ｓｕｂｓｏｎｉｃ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ｂｌａｄｅ ｄｅｓｉｇｎ ｍｅｔｈｏｄ． Ｔｈｅ ｂｌａｄｅｓ’ ａｅｒｏｄｙｎａｍ ｉｃ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｓ ｕｎｄｅｒ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ａｎｄ ｖａｒｉａｂｌｅ ｉｎｃｉｄｅｎｃｅ ｗｏｒｋｉｎｇ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ ｗｅｒｅ ａｎａｌｙｚｅｄ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｈｅｌｐ ｏｆ ｎｕｍ ｅｒｉｃａｌ ｍ ｅｔｈｏｄ，ａｎｄ ｔｈｅ ｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ ａｎｄ ｔｈｅ ｓｃｏｐｅ ｏｆ ｔｈｉｓ ｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌ ｂｌａｄｅ ｄｅｓｉｇｎ ｍｅｔｈｏｄ ｉｎ ｈｅａｖｙ－ｄｕｔｙ ｇａｓ ｔｕｒｂｉｎｅ ｂｌａｄｅ ｄｅｓｉｇｎｓ ｗｅｒｅ ｓｔｕｄｉｅｄ． Ｔｈｅ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｒｅｓｕｌｔｓ ｉｎｄｉｃａｔｅ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｂｌａｄｅ ｄｅｓｉｇｎ ｉｓ ｓｕｃｃｅｓｓｆｕｌ ｉｎ ｔｈｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ｗｈｅｒｅ ｔｈｅ ｍｉｄ—ｓｐａｎ ｉｎｌｅｔ ａｉｒ Ｍ ａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ｏｆ ｃｏｍ ｐｒｅｓｓｏｒ ｂｌａｄｅｓ ｉｓ ｌｏｗｅｒ ｔｈａｎ ０．６． Ｔｈｉｓ ｍ ｅｔｈｏｄ ｃａｎ ｂｅ ｕｓｅｄ ｉｎ ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ｈｅａｖｙ－ｄｕｔｙ ｇａｓ ｔｕｒｂｉｎｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ｂｌａｄｅｓ ｕｎｄｅｒ ｔｈｅ ｓｕｂｓｏｎｉｃ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ： ｂｌａｄｅ ｄｅｓｉｇｎ；ｎｕｍ ｅｒｉｃａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ；ｆｒｅｅ ｖｏｒｔｅｘ ｂｌａｄｅ；ｃｏｎｓｔａｎｔ ｉｎｌｅｔ ｆｌｏｗ ａｎｇｌｅ ｂｌａｄｅ
航空航天器燃气涡轮发动机设计与性能优化
航空航天器燃气涡轮发动机设计与性能优化引言：航空航天器的设计与性能优化是航空工程中不可或缺的重要环节。
燃气涡轮发动机作为航空航天器的核心动力设备，直接影响飞行性能与安全。
本文将探讨航空航天器燃气涡轮发动机的设计原理，并深入研究性能优化的方法，以期提高航空器的性能与效率，并满足航空工程的实际需求。
一、燃气涡轮发动机的设计原理1.1 燃气涡轮发动机的基本组成燃气涡轮发动机由压气机、燃烧室和涡轮组成。
压气机负责压缩空气以提高燃烧效率，燃烧室将燃料与压缩空气混合并燃烧产生高温高压气体，涡轮则利用高温高压气体的冲击力驱动涡轮叶片旋转，带动压气机和燃烧室运转。
1.2 燃气涡轮发动机的工作原理燃气涡轮发动机利用燃烧产生的高温高压气体驱动涡轮叶片旋转，将机械能转化为压气机和燃烧室的工作能量。
通过连续的循环过程，实现空气的压缩、燃烧和排气，产生动力推动航空器飞行。
二、燃气涡轮发动机性能优化方法2.1 气动设计的优化气动设计是燃气涡轮发动机性能优化的核心内容之一。
通过优化压气机和涡轮的各个组成部分，可以提高气流的流动性和温度分布，进而提高发动机效率。
2.2 材料技术的改进材料技术的不断提高和创新对于燃气涡轮发动机的性能优化具有重要的影响。
使用高温合金和陶瓷等耐高温材料，可以提高涡轮叶片的耐高温性能，从而进一步提高发动机的热效率。
2.3 燃烧技术的创新燃烧技术的创新是提高燃气涡轮发动机性能的关键之一。
通过优化燃烧室的结构设计和燃料的喷射方式，可以实现更加完全的燃烧和更高的热效率，从而提高发动机的性能。
2.4 冷却技术的改进冷却技术的改进有助于提高燃气涡轮发动机的工作效率。
通过冷却涡轮叶片和燃烧室，可以降低材料受热程度，减少热应力对叶片的破坏，从而延长发动机的使用寿命。
2.5 系统设计的优化燃气涡轮发动机的系统设计是对整个发动机性能进行综合考虑的过程。
通过优化系统的各个部分之间的协调和配合，实现优化效果的最大化。
三、燃气涡轮发动机性能优化效果与应用3.1 提高发动机效率与性能通过燃气涡轮发动机性能优化，可以进一步提高发动机的效率和性能。
压气机的原理和特性
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主要气动参数
进出气角β1和β2 进口冲角
进出气角：气流进、出口相对流速与叶栅前、 进口冲角：叶栅的入口安装角与气流进气 后额线的夹角。 角之差。
i =β1j-β1
出口落后角 δ=β1j-β1 气流转折角 Δβ=β2-β1
气流转折角：气流出气角与进气角之差。
出口落后角：叶栅的出口安装角与气流出气角之差。
压气机的流量特性线：
通过实验测定并作出的压气机流量特性曲线。
压气机的特性线组：
不同转速下的压气机特性线绘在一起，所得到的曲线 组，称为压气机的特性线组。
2.单级轴流式压气机的特性线
25
特点
①每一转速下的压比均有一最大值 （最大压比点：左、右两支）； ②压气机的喘振 ——转速不变，流量降低到一定值 后，压气机内的气流轴向脉动引起 的整台机器的剧烈振动。 喘振边界点：压比不稳定无法 绘出时对应的流量点。 喘振边界线：各转速下喘振工 况点的连线。
入口安装角和出口安装角 ：叶型中弧线在前缘点和后 14 缘点的切线与叶栅前、后额线的夹角。
叶栅的几何参数
叶栅前后额线
叶型安装角γp 栅距t 入口安装角β1j 出口安装角β2j
叶栅前后额线：叶型前、后缘点的连线。
栅距t ：两个相邻叶型上同位点在圆周方向上的距离。 叶型安装角γp ：外弦线与圆周方向的夹角。
2.压气机的喘振
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压气机喘振的特征
压气机的流量时增时减； 压力忽高忽低； 整个机组剧烈振动并伴随特有轰鸣声。
压气机喘振的原因
内因（根本原因和必要条件）—— 压气机失速； 外因—— 压气机下游存在容积较大的管网部件。
高压比离心压气机气动设计
高压比离心压气机气动设计高压比离心压气机气动设计是一项关键的工程任务，对于许多领域，特别是航空航天和能源行业来说至关重要。
在这篇文章中，我们将探讨高压比离心压气机的气动设计原理和相关要素。
首先，让我们了解一下高压比离心压气机是什么。
高压比离心压气机是在许多气体压缩系统中使用的一种关键设备。
它通过旋转叶轮将气体加速，然后将其压缩并增加其压力。
离心压气机的工作过程基于离心力和惯性，当气体通过叶轮时，旋转的叶片将气体加速，使其获得动能。
然后，静动联动使气体受到离心力的作用，这导致气体被压缩并增加其压力。
在高压比离心压气机的气动设计中，有几个关键方面需要考虑。
首先是叶轮的设计和几何形状。
叶轮的几何形状会影响气体流动的速度和压力变化，因此需要进行精确的气动分析和模拟。
其次是叶轮和静叶片之间的间隙和间距。
这些参数的选择需要平衡气体流动的效率和压缩比。
此外，还需要考虑到离心压气机的进气口和出气口的设计。
进气口的设计应该是光滑的，以减小流阻并增加进气流量。
出气口的设计应该确保压缩后的气体能够顺利流出，并减少能量损失。
通过优化这些设计，可以提高离心压气机的效率和性能。
另一个重要的考虑因素是转子和静叶片的材料选择和制造工艺。
这些组件在高温和高速环境中工作，因此需要耐高温和高强度的材料，并且必须进行精确的制造和装配以确保性能和可靠性。
总之，高压比离心压气机的气动设计是一项复杂而关键的工程任务。
通过仔细考虑叶轮设计、进气口和出气口设计以及材料选择和制造工艺，可以提高离心压气机的效率和性能。
这对于航空航天和能源等领域的发展至关重要，因为高压比离心压气机在这些领域中发挥着重要的作用。
多级轴流压气机加级设计技术及气动性能研究
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：Ｚｅｒｏ—ｓｔａｇｉｎｇ；Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ Ｔｈｒｅｅ—ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ ｄｅｓｉｇｎ；Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ．
多级轴流压气机加级设计技术及气动性能研究
符号表
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质量加权平均 时间平均
滞止参数
压气机进口，导叶进口 压气机导叶出口，动叶进口 压气机动叶出口，静叶进口 压气机出口，静叶出口 等熵过程 原压气机参数
哈尔滨Ｔ稃大学硕十学何论文
插图和附表清单
插图清单
图２．１原压气机的剖面图………………………………………………………………．．９ 图２．２压气机加级的设计流程…………………………………………………………１４ 图２．３加零级后的通流…………………………………………………………………ｌ ５ 图２．４平面叶栅的命名…………………………………………………………………１６ 图２．５基元级的速度三角形……………………………………………………………１７ 图２．６零级子午流道示意图……………………………………………………………ｌ ８ 图２．７轴向分速度沿级的分布…………………………………………………………１８ 图２．８平面口１‘型几何参数………………………………………………………………２２ 图２．９叶栅中流体微团的径向平衡……………………………………………………２４ 图２．１０零级动叶叶型积叠………………………………………………………………２６ 图２．１１零级动叶………………………………………………………………………．２６ 图２．１２叶片约束设定…………………………………………………………………．．２６ 图２．１３网格划分………………………………………………………………………．２６ 图２．１４吸力面压力分布………………………………………………………………．２７ 图２．１５压力面压力分布………………………………………………………………．２７ 图２．１６原压气机一级动叶的几何气流角……………………………………………．２８ 图２．１ ７零级５０％叶高处Ｓ １流面图…………………………………………………。２８ 图３．１网格独立性验证…………………………………………………………………３６ 图３．２加级前压气机的叶栅流体通道…………………………………………………３７ 图３．３动叶Ｓｌ流面网格图……………………………………………………………．３７ 图３．４动叶顶部间隙网格图……………………………………………………………３８ 图３．５加级后的网格模型………………………………………………………………３８ 图４．１进气蜗壳结构示意图……………………………………………………………４０ 图４．２蜗壳的计算域模型………………………………………………………………４ｌ 图４．３计算域内流线的分布……………………………………………………………４ｌ 图４．４蜗壳出口截面……………………………………………………………………４２ 图４．５零级动叶栅的出口截面…………………………………………………………４３
国内1000MW火电汽轮机结构性能优化对比与分析
国内 1000MW 火电汽轮机结构性能优化对比与分析发布时间：2021-10-09T06:33:59.179Z 来源：《当代电力文化》2021年16期作者：许高攀[导读] 我国开发的1000MW燃煤火电机组，经过十余年的发展许高攀中国能源建设集团华南电力试验研究院有限公司 510663摘要：我国开发的1000MW燃煤火电机组，经过十余年的发展，百万机组以其优异的安全、经济和环保性能逐渐成为电网的主力机组。
对我国目前一次再热百万机组所采用的主汽轮机使用情况进行了介绍，针对结构优化进行了对比分析，指出了高参数、大容量汽轮机未来的发展方向。
关键词：1000MW；汽轮机；结构优化我国火力发电行业在近20年经历了蓬勃发展，从超临界到超超临界，从600MW等级到1000MW等级，取得了长足发展。
同时随着近几年新能源行业的不断发展和环保要求的日益提高，传统火电行业面临着全新的外部环境挑战，为适应新形势，新建火电项目在技术路线选择、方案设计优化、主辅设备选型方面进行了大量研究工作。
为充分发掘机组的安全性、可靠性和经济性，主汽轮机设计选型得到了人们的热切关注，业内对汽轮机结构优化进行了空前的专研和讨论。
本文对目前国内应用的一次再热火电机组1000MW汽轮机进行了介绍，针对结构优化设计进行了研究和分析，以期对未来大型汽轮机的发展提供一定借鉴和参考。
1目前国内应用现状我国以往采用的汽轮机型式均为超超临界、单轴、四缸四排汽、双背压、凝汽式。
目前国内应用的1000MW火电汽轮机基本全部由国内三大动力设备制造厂供货，走“引进设备，联合设计，掌握核心技术，技术创新”的国产化道路。
随着国产化开发的不断推进，各主机厂在原有机型的基础上进行了技术升级优化设计，在结构设计方面采取了多项先进技术，在提高机组安全性和经济性方面进行了深刻思考和变革。
各主机厂针对新一代1000MW汽轮机均进行了大幅度的升级优化设计，在结构设计方面采取了一些巧妙的设计思想，应用了多项先进的技术，极大地提高了我国百万汽轮机设计和制造水平。
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 adkkL 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 adkL *k L *ad ksh *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(11)(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)(111--=-=******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1111--=**-**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。
大流量高压比单级高速离心压气机设计
大流量高压比单级高速离心压气机设计王永生;林峰;曹小建;曹萍【摘要】在我国节能与环保的大背景下,电厂脱硫氧化和生物发酵等领域对所需的离心压气机提出了新的设计要求:大流量、高压比、高效率.因此,根据企业和市场的实际需求,开发了首台大流量(500Nm3/min)、高压比(级压比3.6)、单级高速离心压气机.利用自主开发的离心压气机气动设计程序提供几何数据,通过三维数值模拟手段评估离心压气机各项性能,最终由样机试验确定设计是否达标.试验结果显示各项性能参数均满足设计指标.由于不需要使用中间冷却器,相对于目前市场上应用的两级离心压气机产品而言,所研发的单级离心压气机具有结构简单、制造成本低、效率高等特点.【期刊名称】《风机技术》【年(卷),期】2016(058)001【总页数】5页(P50-54)【关键词】离心压气机;大流量;高压比;单级;高速【作者】王永生;林峰;曹小建;曹萍【作者单位】中国科学院工程热物理研究所;中国科学院工程热物理研究所;江苏金通灵流体机械科技股份有限公司;江苏金通灵流体机械科技股份有限公司【正文语种】中文【中图分类】TH452;TK05Abstract离心压缩机作为工业生产中的重要组成部分，具有可靠性高。
结构紧凑、单级压比高等特点，广泛应用在小型燃机、涡轮增压器、制冷系统和石油化工等设备和工艺流程中。
在国家“十二五”节能减排规划下，需要进一步提升其运行效率、降低能耗。
随着先进设计技术的发展，离心压气机产品不仅仅局限于原来常规流量系数类型，还延伸到混流压气机和轴流压气机应用范围内。
从设计角度上说，这意味着一些设计参数不再局限于传统的经验取值范围之内。
近年来，工业界内各领域所应用的离心压气机逐渐朝着单级大流量高压比的方向发展［1］。
例如：污水处理厂采用的鼓风曝气工艺，当风量大于300Nm3/min时，单级离心鼓风机较多级离心鼓风机、罗茨风机而言，成本低、能耗低、性价比高［2］。
而在电厂脱硫氧化和生物发酵等领域，当所需的大流量气源压力高于约3.3个大气压时，往往采用带有中间冷却器的两级离心压气机产品。
新型涡轮发动机的气动设计与分析
新型涡轮发动机的气动设计与分析在现代航空航天领域，涡轮发动机一直扮演着至关重要的角色。
其性能的优劣直接影响着飞行器的速度、航程、燃油效率以及可靠性等关键指标。
随着科技的不断进步，新型涡轮发动机的研发成为了行业内的焦点，而其中气动设计与分析则是实现高性能发动机的关键环节。
一、新型涡轮发动机的发展需求随着航空运输业的迅速发展，对涡轮发动机的要求越来越高。
一方面，需要提高发动机的推力和功率，以满足大型客机和运输机的需求；另一方面，要降低燃油消耗和污染物排放，以应对环保和可持续发展的挑战。
此外，还需要提高发动机的可靠性和维护性，降低运营成本。
为了实现这些目标，新型涡轮发动机在气动设计方面需要不断创新和优化。
例如，采用更高的压比和涡轮进口温度，优化叶片形状和流道设计，以提高发动机的热效率和机械效率。
二、气动设计的基本原理气动设计的核心是对气体流动的控制和优化。
在涡轮发动机中，气体从进气道进入压气机，经过压缩后进入燃烧室与燃料混合燃烧，产生高温高压气体，然后通过涡轮膨胀做功，最后从尾喷管排出。
在这个过程中，气体的流动特性受到多种因素的影响，如叶片的形状、流道的几何结构、气体的速度、压力和温度等。
通过合理设计这些因素，可以实现高效的气体压缩、燃烧和膨胀过程，提高发动机的性能。
例如，压气机叶片的设计需要考虑叶片的弯度、厚度分布和扭转角度等，以实现良好的气流压缩效果。
涡轮叶片则需要在高温高压的环境下工作，其设计需要兼顾效率和强度，通常采用复杂的三维形状和冷却结构。
三、新型涡轮发动机的气动设计特点与传统涡轮发动机相比，新型涡轮发动机在气动设计上具有以下一些显著特点：1、先进的叶片设计采用更加复杂的三维叶片造型，如弯掠叶片和可控扩散叶型等。
这些设计可以有效地控制气流的流动分离，提高叶片的气动性能，减少能量损失。
2、高效的流道设计通过优化进气道、压气机和涡轮的流道形状，减少气流的流动阻力和漩涡，提高气体的流通效率。
同时，采用新型的内流冷却技术，降低部件的热负荷，提高发动机的可靠性。
多级压气机设计与性能评估
多级压气机设计与性能评估压缩机作为工业领域中重要的能量转换设备，在实际应用中扮演着至关重要的角色。
多级压气机是一种常见的压缩机类型，其设计与性能评估是提高其工作效率和可靠性的关键因素。
本文将探讨多级压气机的设计原理、性能评估方法以及优化技术。
1. 多级压气机的设计原理多级压气机通过将多个压缩级连续排列，从而实现对气体的逐级压缩。
每个压缩级由叶轮和定子组成，通过相互作用将气体逐级压缩。
在设计过程中，需要考虑叶轮的几何形状、叶片数量、进气口和出气口的位置等参数，以及叶轮和定子之间的最佳间隙，以确保压缩机的工作效率和性能。
2. 多级压气机性能评估方法多级压气机的性能评估是判断其工作效率和性能优劣的重要指标。
常用的性能评估方法包括压缩机总压比、绝热效率、等熵效率等。
压缩机总压比是指压缩机出口气体总压力与入口气体总压力之比，绝热效率是指在绝热条件下气体的压缩效果，等熵效率则考虑了气体在压缩过程中的热交换效果。
通过对这些指标的评估，可以全面了解多级压气机的性能表现。
3. 多级压气机性能优化技术为了提高多级压气机的效率和性能，可以采用一系列的优化技术。
首先，通过改变叶轮的几何形状和叶片数量，可以提高叶轮的流体动力学性能，减小能量损失。
其次，通过优化叶轮和定子之间的间隙，减小泄漏流量，提高压缩机的密封性能。
此外，还可以通过采用先进的材料和涂层技术，减小叶轮的摩擦和磨损，延长压缩机的使用寿命。
这些优化技术的应用可以有效提升多级压气机的效率和可靠性。
4. 多级压气机的实际应用多级压气机广泛应用于石油化工、能源、航空航天等领域。
在石油化工行业中，多级压气机用于气体增压、工艺气体循环等工艺过程中。
在能源领域，多级压气机是发电厂中关键设备之一，用于压缩空气、循环气体等。
在航空航天领域，多级压气机则被广泛应用于飞机发动机、火箭发动机等。
综上所述，多级压气机作为重要的压缩机类型，其设计与性能评估对于提高工作效率和可靠性至关重要。
高压比离心压气机气动设计与分析
高压比离心压气机气动设计与分析蒋松廷;刘锡阳;董学智;谭春青【摘要】设计了单级总压比9.5、流量1.95 kg/s的离心压气机,该压气机分为叶轮、径向扩压器和轴向扩压器三个部分.叶轮初步设计采用自编程的方法,叶型使用了双分流叶片,通过软件Numeca对叶轮进行了数值模拟,分析了入口激波和出口射流尾迹等流动结构;从性能和流场细节两方面比较了三种形式的径向扩压器.结果发现,扩压器入口收缩可以抑制回流,楔形扩压器的扩压性能明显优于无叶扩压器.【期刊名称】《燃气轮机技术》【年(卷),期】2016(029)002【总页数】8页(P21-27,33)【关键词】离心压气机设计;高压比;双分流叶片;扩压器匹配【作者】蒋松廷;刘锡阳;董学智;谭春青【作者单位】中国科学院工程热物理研究所推进与动力技术实验室,北京100190;中国科学院大学,北京100049;中国科学院工程热物理研究所推进与动力技术实验室,北京100190;中国科学院工程热物理研究所推进与动力技术实验室,北京100190;中国科学院工程热物理研究所推进与动力技术实验室,北京100190【正文语种】中文【中图分类】TK472离心压气机相较轴流压气机而言，有压比高、结构简单、尺寸小的特点，广泛应用于微型航空发动机和飞机辅助动力。
为了满足较高的压比需求，压缩系统通常采用多级结构。
这种结构会增大发动机尺寸，增加流道复杂程度。
如果采用单级离心压气机完成压缩任务，将大大简化压缩系统结构，提高发动机推重比;因此，研究高压比离心压气机具有重要的实际应用价值。
自离心压气机面世以来，研究人员一直在追求更高压比、更高效率和更宽裕度。
1975年，Colin等人[1]设计出了压比8∶1的离心压气机，其入口跨音速引流部分参照了相对成熟的轴流压气机设计。
S.Colantuoni 等人[2]设计并实验研究了压比9∶1的离心压气机，其子午流道采用了Bezier曲线。
Victor等人[3]采用准三维反设计程序结合CFD计算软件设计了一个总压比8.1∶1、效率81%的离心压气机。
压气机的原理和特性
第二十页，共62页。
21
➢ 影响压气机级的增压能力的因素（限制条件）
➢ 叶片材料许用应力（强度）的限制 圆周速度u不能过大
➢ 叶栅气动性能的限制
气流转折角Δβ不宜过大
压气机的原理和特性
第一页，共62页。
主要内容 2
压气机的类型及特点 压气机级的工作原理 压气机的特性 压气机的不稳定工况 压气机的结构
第二页，共62页。
（一）压气机的类型及特点
3
1.压气机的作用
——向燃气轮机的燃烧室连续不断地供应高压空气。
2.压气机的类型
轴流式：Axial-flow Type Air Compressor
压气机（>400 kPa)
第六页，共62页。
轴流式压气机和离心式压气机性能比较 7
比较项 气流总体流向
优点
缺点 应用率高 （80%－92%）
级的增压能力低 （单级压缩比1.15－
1.35）
大中型燃气轮机
径向
级的增压能力高 （单级压缩比高达4－
4.5）
流量小、效率低 （75%－85%）
压 气 机 工 作 范 围 (qVm axqVm in)/qVm in 式 中 ： qVm ax— — 某 转 速 下 压 气 机 进 口 的 最 大 空 气 流 量 ；
qVm in?— 同 转 速 下 压 气 机 进 口 的 最 小 空 气 流 量 。
第二十八页，共62页。
4.压气机的通用特性线
23
c22
c32 2
q2
第十九页，共62页。
高负荷跨音速压气机转子气动设计及附面层抽吸研究
高负荷跨音速压气机转子气动设计及附面层抽吸研究李龙;宋利;王松涛【摘要】本文设计了一跨音速压气机转子,其叶尖切线速度420 m/s,在确保动叶出口参数的同时,压比达到3.2,绝热等熵效率88.7％.数值模拟表明,60％叶高到叶顶区域,气体分离严重.为了有效控制分离,本文初步探讨了抽吸附面层对转子性能的影响.结果表明抽气能明显影响附面层的发展与激波的空间结构,转子局部性能得到改善.【期刊名称】《节能技术》【年(卷),期】2014(032)001【总页数】5页(P8-12)【关键词】跨音速;高负荷;气动设计;数值模拟;附面层抽吸【作者】李龙;宋利;王松涛【作者单位】哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心,黑龙江哈尔滨150001;中航商用飞机发动机有限责任公司,上海200000;哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心,黑龙江哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】V235.1对于航空燃气涡轮发动机，提高压气机单级压比对于提高推重比、减少发动机尺寸与重量具有重要意义。
针对跨音速压气机，为了实现高负荷高效流动，主要技术手段有大小叶片技术、三维造型技术和附面层抽吸技术。
大小叶片压气机的主要设计思想是在气流最容易发生分离的叶片通道后半部分，局部增加小叶片。
北航的陈懋章院士及团队利用该技术在863风扇设计中实现了2.3的级压比和88%的级效率［1］。
三维造型技术对控制激波的空间结构与强度有很好的效果［2－5］。
对于附面层抽吸技术在叶轮机械中的应用，具有代表性的有MIT的研究人员在叶尖切线速度457 m/s的前提下，在动叶吸力面展向、静叶吸力面展向与流向，及端壁处进行附面层抽吸，实现了单级压比3.4的吸附式压气机级，等熵效率86%［6］;国内王松涛［7］、邹正平［8－9］等人在附面层抽吸领域也做了大量的工作。
大量的研究表明附面层抽吸对于提高压气机级负荷与效率效果明显。
本文目的在于清楚了解跨声速叶栅的设计特点及流场结构，以及研究附面层抽吸对于跨声速压气机内部流动的影响。
燃气轮机系统建模与性能分析
燃气轮机系统建模与性能分析摘要：燃气轮机机组具有超强的北线性，人们掌握它的具体实施工作过程运行规律是很难得。
在我过电力工业中对它的应用又不断加强。
为了更加透彻的解决这个问题，本文将通过建立燃气轮机机组系统建模及模拟比较研究机组设计和运行中存在的问题，从而分析它的性能。
关键词：燃气轮机；系统建模；性能1模拟对象燃气轮机的物理模型在标准IS0工况条件(15℃101.3kpa及相对湿度60%)下，压气机不断从大气中吸入空气，进行压缩。
高压空气离开压气机之后，直接被送入燃烧室，供入燃料在基本定压条件下完成燃烧。
燃烧不会完全均匀，造成在一次燃烧后局部会达到极高的温度，但因燃烧室内留有足够的后续空间发生混合、燃烧、稀释及冷却等复杂的物理化学过程，使得燃烧混合物在离开燃烧室进入透平时，高温燃气的温度己经基本趋于平均。
在透平内，燃气的高品位焙值(高温、高压势能)被转化为功。
1.1燃气轮机数值计算模型与方法本文借助于 GateCycle软件平台，搭建好的燃气轮机部件模块实现燃气轮机以上物理模型的功能转化，进行燃气轮机的热力学性能分析计算的。
在开始模拟燃气轮机之前，首先对燃气轮杋部件模块数学模型及计算原理方法进行简单介绍。
1.2压气机数值计算模型式中，q1、q2、ql分别为压气机进、出口处空气、压气机抽气冷却透平的空气的质量流量；T1*、 p1*分别为压气机进出口处空气的温度、压力；T2*、 p2*分别为压气机出口处空气的温度、压力ηc 、πc分别为压气机绝热压缩效率，压气机压比γa 为空气的绝热指数；ρa为大气温度；∅1为压气机进气压力损失系数ιcs 、ιc分别为等只压缩比功和实际压缩比功i*2s、i*2、i*1分别为等只压缩过程中压气机出口处空气的比焓，实际压缩过程中压气机出日处空气的比烩和压气机进日处空气的比焓；当压气机在非设计工况下工作时，一般计算方法是将压气机性能简单处理编制成数表，通过插值公式求得计算压气机的参数，即在压气机性能曲线上引入多条与喘振边界平行的趋势线，这样可以把压比，流量，效率均视为平行于喘振边界的等趋势线和转速的函数。
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2翻译部分高压比吸附式压气机级气动性能设计与分析摘 要在轴流压气机中，可以通过附面层抽吸的方法来对叶片和端壁附面层区域的 逆压梯度进行控制从而提高压比。
这个概念已经在一个最高速度为1500英尺每 秒，总压比为3. 5的独特的吸附式压气机的设计与分析中被验证。
吸气级是将轴 对称的通流程序与一个具有反设计能力的准三维叶片程序搭配而设计的，完成之 后用三维\S 方程进行了计算验证。
为了满足一个4%的入口质量流量的总吸要求 在转子和静子吸力面安装了沿着翼展方向的槽，3%的额外抽吸也将需要在轮毂和 缸盖的激波位置附近完成。
除了在端壁区域，设讣的三维粘性的评价结果与准三 维设讣意图高度一致。
三维粘性分析预测的质量平均在转子等嫡效率为93%、总 压比为3. 7和在总压比为3. 4、等爛效率为86%的级中。
2.1专业符号H ——滞止熔U ——附面层边缘速度M ——马赫数P ——压力U ——叶片速度m' ----------- 弧长r ——半径方向u ——附面层边缘速度 2.2脚注0——停滞，总量 1, 2——叶片入口，出口 e 附面层 2・3介绍 Kerrebrock 解决了热力学对发动机性能的影响，他和其他人讨论了吸气时 压气机的相关概念，并且描述了一个实验，此实验研究了附面层吸除对于跨声速 压气机吸力面的影响。
在Kerrebrock 等人1996年的在一个系列的涵盖了最高速 度从700至1500英尺/秒，压比从1. 5到3的吸附式压气机的设计中呈现出了新 的结果，设计研究清楚地表明，级做功的增加，可以实现压气机吸气的愿望。
这 些努力仅仅代表了在回答是否抽吸会导致改善发动机性能整体问题过程的笫一 步。
最后的答案取决于吸入对发动机的重量和燃油消耗的影响。
这些反过来乂依 赖于整合吸气级进入发动机的细节。
特别是，对循环效率的净效应取决于有多少 的放气流的能量可以回收，并且放气流在发动机系统的利用，例如冷却。
这些问 题正在研究中。
r ------- 半径方向 比 --- 运动状态参数 x ——轴向方向 8 *——位移厚度 e ------ 动量厚度 P ——密度 n ——等爛效率3——损失系数isen --------- 等嫡suet ---------- 吸入本文的重点是一个为了实现在叶尖切向速度达到1500英尺/秒，压比达到 3. 5的高速吸气级的气动设讣。
本设计与传统设计相比，在相同的2和2. 3之间压比下，叶尖切向速度大幅度提高了。
(WennQrstrom, 1984)。
正如Merchant (1999).中描述的那样，超高的压气机叶片载荷对于乍一看下叶片的设计体系以及设计理念有要求。
与传统的设计系统相比，它依赖于轴对称的流线曲率法，并结合级联数据或计算，用于本设计的设计系统由叶片求解Youngren和Drela(1991)开发的米塞斯准三维叶片，再加上一通流程序。
：维码是用来分析叶片部分的设计，这部分设计用于构建三维叶片儿何堆叠。
这非粘性-粘性的规划和米塞斯的反设计•特点给叶片部分的设计提供了前所未有的灵活性。
为了使吸力计算成为叶片设计程序中的积分部分，在附面层制定时应包括一个强大的吸力模型。
米塞斯要求山一个通过流求解的流面和流动条件的投入。
与传统的流线曲率求解器相比，本设计系统中所使用的通流求解器解决了完全的轴对称欧拉方程，反映出更精确的径向流线型流道以及叶片排内的变化。
端壁附面层，展向混合，以及需要附加的建模和实证研究非对称效应的影响在流量计算中是忽略不计的。
然而，从三维粘性分析中得出的堵塞和损失被用于最终的优化设IK使用Adamczyk and Celestina在NASA格伦研究中心创造的AP'ASA程序进行了一个完整级的三维粘性分析。
在美国宇航局格伦研究中心还将进行一个实验测试级，这个级的机械设计类似于在Schuler (1998)中描述的低速吸气级，在这些吸气级中，一个重要的特征就是在转子上有一个顶部缸盖，它有利于从流动路径上沿径向向外排出气流, 而且，在设计系统中，无需对前端间隙的影响进行建模。
在接下来的部分中，吸气级的放气装置将会被呈现出来，其次就是一个关于这个级的气动设计的详细讨论。
通流解和准三维叶片流面解表示设讣意图，其次是该级的三维粘性分析探讨。
图1:放气装置示意图2.4放气装置图1所示的是附面层抽吸或放气装置示意图，在表1中给出了每个放气位置的相应的放气要求。
放气质量流量是山占进气质量流量的白分比表示的，这种放气装置的质量流量是山在叶片吸力面翼展方向上的主放气槽和在圆周方向和弦向方向上的次级放气槽组成的。
沿着翼展方向的放气槽的位置和放气要求是准三维设计过程的一个结果。
转子的沿着翼展方向的放气槽是从叶片的弦长40%处延伸到叶尖部分，而静子则是从轮毂延伸到叶尖部分。
对于周向槽的位置和放气要求的初步估讣是山转子缸盖和静子轮毂上受到激波位置决定的。
叶片上的周向槽在设讣中是在整个叶片上延伸的。
山于在准三维设讣系统中并没有对端壁附面层进行建模，所以关于这些放气槽的位置和放气要求的结果是根据三维粘性计算的迭代决定的。
为了控制三维粘性计算中预测的沿着静子轮毂二次流的过度分离和发展，特地在静子轮毂吸力面附近的安装了从叶片的25%—直延伸到了75%处的弦向槽。
表1放气级要求2.5级设计参数表2是对反映了设计意图的高速级的设计参数的一个总结。
在翼展方向上的转子和其所在级的总压比平均值是由其在交义的流动条件下讣算出的的准三维流面解得到的。
当进行质量通量的讣算时，计•算区域的选择依据是转子叶片端面中心对前端的半径比。
扩散因子在计算时釆用的是Lieblein的（Lieblein等人1953）定义，这个solidifies 则是在0叶片计算平面上叶片的弦线和间距的基础上计算的。
等矯效率仅仅反映叶片的尾迹损失，不包括任何的整体系统级内的放气损失。
表3给岀了一些重要的儿何参数。
2：表3：级几何参数图2中表示的是通流压力等值线和流动路径的径向视图，对转子的形状来说, 轮毂轮廓呈抛物线状，而且是在转子上是线性变化的。
在转子上，轮毂的斜面角是33度，在静子上大概为12度。
为了使斜面角更小，转子的前端半径呈现出减小的趋势，保证了一个额外的5%的收缩流道面积。
转子上的静压在上升，从而减缓了底部附面层的增长趋势。
在转子通道激波位置的附近，还形成了一个具有一定预压缩作用的流线叶型。
通过通流压力等值线可以看出很大一部分静压上升发生在转子上面，原因是总的压力上升的很大一部分是通过增加叶片加载而不是叶片速度来实现的。
而且由于具有负的气流相对流动角的存在，转子从轮毂到叶片中间具有一个低的静压上升的趋势。
山于叶根附近对于环境的低响应，静子叶根在马赫数约为1.5 左右的环境下静压会上升。
2.7级的准三维设计本节介绍了转子和静子的根部、中部和顶部的流面上的流动解决方案。
下图中使用的符号如下：MACH1, MACH2SLOP 1 ,SLOP2 P1,P2, POREca. 0进、出口马赫数进、出口气流角进、出口静压、入口总压力雷诺数粘性损失转子和静子的来流马赫数与气流角的表示是不一样的，转子是在相对坐标系下的数值，而静子则是在绝对坐标系下的数值。
损失系数的定义为P()2iscn —P()2co = -------------------皿一卩O整体位移和动量厚度代表的是附面层内质量和动量的损失。
在附面层积分计算时略流管高度的附加质量缺陷是山于附面层吸除引起的。
它的定义是：忽&“林“讥Q认)其中msuc代表的是放气或者抽吸的质量。
2.7.1转子叶根图3中显示的是叶片表面等嫡马赫数分布和相邻叶片间的马赫数分布云图。
为了满足压比的要求，-45 °的相对出口气流角是必不可少的，这是本节的一个 有趣的特点。
在叶根附近的静压比大约为1.24,相对来说是比较低的，这是因 为叶片上此处附着的附面层用不着吸除。
叶片吸力面的形状设计是为了保持在一 个非常短的压力恢复区中的弦终端的马赫数。
虽然压力恢复会导致更大的叶型损 失，但是山于与叶根附面层的相互作用使附面层分离的可能性和通过推迟尾缘之 前的压力恢复减少二次流增长的特性也是可以忽略的。
压力面显示出了一个在叶 片上均匀的到弦线中部不良的压力上升梯度，直到上升到尾缘位置。
压力面上的 气流的较大的加速度是山于叶片的尾缘是发散形状的，在实际中这样形状主要是 为了缓解吸力面上的不良的压力梯度。
2.7.2转子65%处图4显示了转子65%处等爛马赫数的分布和两相邻叶片间马赫数分布的云图。
图a 等燔马赫数 图三动叶叶根区域图a 等嫡马赫数・(.04这一节说明了从较低的激波自山段到高马赫数部分的通道激波的过渡过程。
叶片吸力面形状设计是为了在通道激波之前对气体进行预压缩。
与此同时吸力面会有一个凹形的压力恢复区域，这是因为相对于叶片前端而言负荷较低。
叶片的前缘形状确定的原则就是让气流在从圧力面到吸力面时有一个平稳的过渡，此处气流的撞击损失与粘性损失比较起来是可以忽略不计的。
吸气使在激波部位底部流量的减少的效果是可见的。
压力面的形状设计原则是为了拥有一个在叶片上均匀的到弦线中部不良的压力上升梯度，直到上升到尾缘位置。
叶片上显示出了前缘的厚度以及在相同马赫数下相比较于常规叶片的最大厚度。
相邻的叶片马赫数云图显示了激波结构，吸槽的效果将在激波的下游被发现。
2.7.3转子叶尖(b)马赫数云图图5转子叶尖叶型图5展示的是转子叶尖等燔马赫数分布和转子相邻间马赫数分布云图。
这部分最高的压比可以达到3. 81.对于转子来说，最大的扩散系数是0. 76o叶片的前缘形状确定的原则就是让气流在从压力面到吸力面时有一个平稳的过渡，而吸力面形状设计是为了在通道激波之前对气体进行预压缩。
吸气槽位于激波的下游，并且趋向于固定坐落在槽位置处的激波部分的底部。
压力面显示的是一个在40% 弦长处相当不利的不良压力梯度，随之而来的是一个在尾缘处的恒定马赫数。
叶片压力面的设讣原则是削弱通道激波，从而最大限度限制该区域的附面层增加。
增加叶片发散式尾缘的载荷时的效率会山于不寻常的压力面的附面层厚度而被降低。
叶片相邻间的叶片的马赫数云图显示，激波和激波之间的相交将会发生在最大厚度下游处。
成型压力面对降低通道激波力的作用是在压力侧的下游侧看到的。
在相同的来流马赫数的情况下，叶片片度和前缘半径远远超过传统的超音速叶片。
(a)运动形状参数(b)吸力而位移和动量厚度图6转子叶尖附而层图6显示了在叶片吸力面叶尖上的形状参数(HJ分布和附面层分布图。
吸力面上的形状参数与预圧缩区域基本上是一样的，都是在受到逐渐增加的激波之后在压力恢复区增长。
在控制乩快速增长时，吸力对它的影响是显而易见的。
压力侧与吸力侧一样的，乩也会山于不良压力梯度导致其增长，然后从压力梯度基本为零的部分开始下降，直到尾缘部分。