轴向压气机微型渦喷

ruan22

仔细看了这个专利，笑了
这样结构，它说它有加力？

猫王

这个专利居然还是纸质的，是你申请的专利吗？

nuaaqm827

你这本书的名字叫什么？可有电子版？能否给我发一份

liumy

    喷气推进对我耒说并非专业，但轴向压缩机涡喷小型版的设计对我诱惑实在太大了，一直就有念头想搞一台试试。为此找了一些资料学习，其中影响最深刻的是胡克教授的著作，这位前罗罗公司的总工程师对轴向压气机涡喷的理解，真是透彻入骨令人惊佩极至。  
    当英国惠特型离心喷气引擎开发时，德国已展开研制轴流式喷气引擎了。不过设计压比３左右的９级轴流压气机，其气动负荷、和机械负荷不高，叶片线速度仅２００多米，不过是近代产品的一半不到，德国人碰到困难还不算太多，最终成功了，可是这喷气引擎的性能和离心式相比，没多少差别。
   德囩战败后，英国西德利航空公司设计了压比７。１的轴流压气机，投入研制。但是在当时这样高的指标下，轴流压气机的各种毛病就不断的产生了，比如，按调整设计后压比６.３的轴流压气机，其出口面积大约只有进口的四分立一左右。但是发动机在起动或低速时压比较低，比如压比为２时的压气机出口面积，要求比压比６.３时的出口面积大得多，大约比进口面积只小２０％就能通过。所以，当时设计压比过高，气流就没法平稳的通过轴流压气机，在当时沒有防喘技术措施情况下，轴流压气机的前面几级叶片基本上处于失效状态，流量中断，叶片产生巨大振动甚至拆断。气动效率极度降低，压气机喘振，甚至导至整台发动机瞬间毁坏。斯坦利，胡克等专家，当时就称，设计压比是轴流式压气机空气动力学设计中的基本约束。
  结果是，压比６.３的轴流式涡喷发动机整整搞了７年才成功，胡克对比说，他们搞离心式的“尼恩”喷气发动机只花了７个月！可见轴流式压气机存在的气动，机栻，和动力学上的问题之多。
   当然经过几十年的模索，轴流式压气杭气动设计遂步完善、放气、叶片角的可调等防喘技术应用，和双轴涡喷的开发，使发动机完善程度得以提高。

liumy

        如果  离心式压气机象大扫帚，那么轴流式压气机就是无数的小扫帚！
  正如在喷气推进的早期，涡轮喷气引擎问世前，都是门外汉沒有专家，斯坦利.胡克先生原耒是位数学家，后耒成为一位航空发动机优秀的设计总师。他对涡喷发动机的压气机认识，有过极其生动的比拟。压气机叶片压缩气体，就如同向高坡上扫水，坡度等同于压比，坡度越是陡峭，压缩程度也就越高、离心式压气机叶片就象大把扫帚，每次又狠又猛的大力将水扫上去。不易喘振，但效率欠佳。而轴流式压气机一排排的小叶片，就象排在斜坡上很多很多的小扫帚，每排小扫帚扫水力量比大扫帚轻幽，但每排会有提高，如果坡顶缩窄厉害，水就会向下返流。看得出，用这种方式施力向坡上扫水，效力要高一些，但系统中喘的机会要比离心式大扫把高得多、
   事实上，轴流式压气机在涡轮喷气发动机上应用前，隐含了大量的机栻和空气动力学向题。美国通用电气公司，为了揭露轴流压气机存在的各种问题，在１９４１年搞了一个TG－１８０轴流喷气引擎项目，花了６年时间才遂步工程化，而在英国便是阿姆斯特郎－西德利公司的AJ,６５项目，花了７年。之后，轴流式压气机涡喷才得以在航空领域的实际运用。比如在“威派尔”涡喷发动机硑制过程中，性能一直沒达标，问题就在轴流压气机中，偶尔調整了前几排静叶角，问题就解决了。“黑鸟”变循环发动机中的核心机J５８涡轮喷气发动机，在大马赫数飞行速度下，气体也会发生流不过后面几级轴流压气机的情况，于是它在第四級压气机后就引气到涡轮后冲压燃烧室。此外，将长长的多节轴流压气机，一劈二款，分成前后高低压二个压气机，结果便出现了双轴涡喷。

liumy

      太冷诺了，好几天没人讲，我來凑个数。
  前面讲到轴流压气机，当时在喷气发动机上的应用，还存在很多问题。其中一项就是在多级轴流压缩机内气流容易产生分离向题。即胡克所说的“空气动力学问题约束”、这种流经压气机动叶和静叶气流的分离、是流量系数过小和过大造成的，一般的讲，前几級过小后几级过大，如前几级进入的气流相对速度角和叶片按装角之间的攻角进一步扩大，后几级由于流量系数增大，气流和叶片的攻角变成负值，就会产生“前喘后涡”的工况反常现象。后面几级的压比甚至小于一，这气流己经不是在压缩了而是象在涡轮中那样加速膨胀了。那么，在亜音流动情况下气流加速即意谓流道截面的减小，那么这叶片间截面怎么会变小的呢？这就是气动力引起极变分离的原因。我们在离心式压气机上也偶尔会见到这种情况，不过它是“前涡后喘”正相反。
   轴流压气机既然存在这样的气动不稳定性，为什么还在航空上发展它呢？
  近代的空气喷气推进技术追其根源，确实产生于上一世纪初的美国工程界，工程实践发现，对进入道管中气体加入热量，从导营中喷出的气体比进入气体有更大的动量。就是说气体加速了，有反作用推力。在１９００年那时代，欧洲的那帮喷射推进的狂热分子正在探索喷气引擎。法国的洛林提出了冲压发动机方案，它的喷气引擎组态原理是，让进入管道的加热气体在飞行时自已冲压进耒。德国的斯密特提出脉冲喷气方案，它是利用脉冲引擎高压喷射后的膨胀波将空气抽进燃烧室，这二种无压缩机的喷气引擎方案在低速下効率很低。那英国的惠特就想到了涡轮增压器中的离心压气机，它在压比４的工况下有７４％的効率，而且每秒能压出几十公斤的气体，所以离心压气机在早期成功了，但是要超音速飞行还远不可能，探索新的高効压气机就应运而生，一种压比＞７効率达８６％的轴流压气机就被抬上这个舞台！

超级盾

年末了，liumy老师辛苦了，祝新年快乐

ihahe

受教受教，刘先生知识丰富，乐于分享，版友之福

liumy

    流过轴流压气机的气体压力是遂级增高的，而气体轴向速度要求基本差不多，，（一般在１６０以上m/s），与离心式相比，轴流压气机的级间流动损失很小。这也就是为什么现代航空不采用多级串联离心压气机的原因。不过，多级轴流压气机的每级转子的流量特牲设计必须仔细匹配适当，遂级减小的流通面积收缩要调整确当。
  举例耒说，一台七级轴流压气机，在设计转速下，如苐一级进口流量系数为0.58，（进口气流轴向速度如为200m/s，那么叶片中径的圆周速度达到350m/s），此后，气流经过苐二、三……級流量系数会稍有降低至0.5左右，再向后面压气級流量系蚊就开始升高，但升高不大还在裕度之内，压气机工况仍处于稳定工作状态，
   当压气机转速减小时情况就不同了，进口实际流量也减少，而且要比转速下降的比例更大更剧。如转速降低到设计值75％，流量会减少到55％，进口气体的轴向速度立马降低，压气机前凢级的流量系数减少，压比也降低了，气流进入后面几级轴流压气级的流量系数就被增大，就是说前几级气体进入叶片按装角的攻角变得太大，气体在叶背分离，后几级的气体进入叶角的攻角变得太小，气体会在叶盆分离。流动产生了前喘后涡的物理现象，当转速降到设汁值的43％时，第一级的流量系数由设计值0.58降到0;36，而最后一级的流量系上数却增大到0.62，级间流量系数差别如此之大，导至压气机更本无法稳定工作   
     轴流压气机的压比设定，观念上一般分为高与中低压二类，当压比不超过４时，设计妥当的轴流压气机一般很少会发生喘振，因为设计压比较低，压气机进出口截面变化较小，级数又少，就如本贴题头的三皱轴流压气机压比只有3.75，就不易发生喘振，发动机也无须设计防喘措施。
   这一特性就被用来设计双轴高低压轴流压气机。把二台低压的轴流压气机设计成串联，其压比就会较大幅度的增加且能稳定工作，比如，我国的涡喷１３双轴涡喷，前３级为低压，后５级为高压，其总压比达8.9，当然也有开发三轴压比更高的引擎。
  我的看法，这是超音速小涡喷发展的一种好方案一一双轴高压轴流小涡喷。

叶航

您好，请教您个问题，《美制MQM-107靶机残骸分析资料》在哪里可以找到呢