为落后角?，???2k??2。在平面叶栅二维流动的情况下，气体在叶栅通道中沿曲线流动时，气体所受到的离心力与从叶片压力面到吸力面的压力梯度相抗衡，当气流接近尾缘时，由于从压力面到吸力面的压力梯度减小（在尾缘点处叶盆和叶背的压差为零），气流趋向于靠近压力面一侧流动，叶型的弯角?越大，这一倾向越明显，即气流的落后角越大。从图3－22上也可以看出，叶片压力面的导向作用大于吸力面。从图3－18上可以看出，在叶栅出口处叶片压力面与额线的夹角小于叶型中弧线与额线的夹角，因此，叶型尾缘附近的厚度也对落后角有较大的影响，叶片尾缘越厚，落后角越大。

叶栅中的流动损失由以下各项组成： （1） 附面层内气体的摩擦损失；

（2） 逆压梯度作用下的附面层分离损失，特别是激波——附面层干涉会加重分离，

导致分离损失急剧增加，如图3－21(c)所示；

（3） 激波造成的总压损失； （4） 尾迹损失（叶片两侧附面层在尾缘处脱体时产生的旋涡流动损失，如图3－21(b)

所示）和尾迹区与主流区的掺混损失。

以上损失也称为叶型损失。 三、 平面叶栅的气动参数

平面叶栅中的流动是二维流动，叶栅中各点处的流动参数不相同，可以采用质量平均的方法得到叶栅进出口气流参数的平均值，用气流参数的平均值来反映叶栅的工作状态和叶栅的气动性能，以下的平面叶栅气动参数（参见图3－18）都是平均值参数： （1）进气角?1：叶栅进口1——1截面处气流来流方向与额线的夹角。

（2）攻角i：气流进气角?1与叶栅几何进口角?1k之间的夹角，i??1k??1，i >0，表示叶栅在正攻角下工作（如图3－21），i <0，表示叶栅在负攻角下工作。 （3）出气角?2：叶栅出口2——2截面处气流出气方向与额线的夹角。

（4）落后角?：气流出气角?2与叶栅几何出口角?2k之间的夹角，???2k??2。 （5） 气流转角??：气流流过叶栅后，气流角度发生的变化，????2??1，可以推导出

如下关系：

????2??1?(?2k??)?(?1k?i)??1k??2k?i?????i?? （3－13）

（3－13）式表示，增大来流攻角i，如果气流的落后角?不变，则气流的转角??增大，或者，来流攻角i不变，流动分离造成落后角?增大，则气流的转角??减小。叶栅的气流转角??与动叶的加功和增压性能以及与静叶的导向和增压性能密切相关，是反映

叶栅性能的重要参数之一。

（6）总压损失系数?：表示气流流过叶栅时的总压损失的大小，也是反映叶栅性能的重要参数之一，其定义为

??p1?p2 ??? （3－14）

p1?p1?p2为了使用方便，利用叶栅总压恢复系数???和气动函数

p1p1?(Ma1)?1?k可得到 ?p1k?12k?1(1?Ma1)21?? ?? （3－15）

1??(Ma1) （7）叶栅进口马赫数Ma1和叶栅出口马赫数Ma2。

（8）叶栅的静压增压比

p2。 p1

四、平面叶栅试验

平面叶栅试验是通过实验的手段来研究不同几何特征的叶栅在不同的进口条件（Ma1和i）和出口条件（Ma2和

p2）下的叶栅气动性能。在轴流式压气机研制历程中的早期，p1在理论计算和数值模拟还不能够获得准确的叶栅性能和流场信息的情况下，轴流压气机的设计主要是通过依据大量的平面叶栅试验建立起来的数据库进行的。由于平面叶栅试验可以较为方便地提供详细的叶栅流场信息，因此，直到现在，平面叶栅试验依然在探索压气机中的流动机理和先进数值模拟方法的验证等方面发挥着重要的作用。

图3－23 亚声速叶栅风洞

平面叶栅试验是在叶栅风洞中进行的，首先介绍叶栅风洞(仅限于亚声速叶栅风洞)。图3－23为一平面叶栅风洞示意图，风洞由上游气源压气机供气，气流沿箭头方向流入风洞的稳定箱段，在稳定箱中，气流的速度减小，上游气源传下来的脉动和不均匀性得到改善，稳定箱中的格栅可以将大尺寸的旋涡破碎。稳定箱之后是风洞的收缩段，在收缩段气流重新得到加速，在顺压梯度下，收缩段风洞壁面上的附面层会减薄，可使试验段进口流场更加均匀。为了减小风洞壁面附面层的影响，叶片的高度不能太小，叶片高度h与弦长b之比，应

h?2.0。由于是用有限叶片的叶栅来模拟无限叶片的叶栅（将环形叶栅展开到平面上相当b于无限长的平面叶栅），叶片的数目应不少于7片。为了进一步减少风洞四个壁面上的附面层的影响，在试验段的进口，还采用了抽取壁面附面层的装置。平面叶栅二维流场的试验测量应在叶栅中间通道的

1叶高处进行。 2图3－24 平面叶栅攻角特性

图3－24为试验测量得到的平面叶栅攻角特性图，当来流的攻角i从负值开始增大时，气流的转角??也随之成比例增大，这是因为在攻角不太大的情况下，气流没有从叶背表面分离，所以气流的出气角?2基本保持不变（落后角?也就基本不变），按照（3－13）式的规律，攻角增大几度，气流转角也增大几度。叶栅无分离流动状况下的流动损失基本上就是附面层内的摩擦损失，因此总压损失系数?基本上保持不变，并且总压损失系数?比较小。当攻角i增大到某一数值in时，叶背表面开始出现流动分离，落后角?加大，气流转角??的增大减缓。由于分离会带来流动损失，总压损失系数?逐渐增大。当攻角i增大到临界攻角icr时，气流转角??达到最大值??max，再继续增加攻角i，气流转角??很快下降，而且总压损失系数?急剧上升，这是因为当i>icr后，叶背气流发生严重分离所致。

在很大的负攻角下，叶盆表面的气流也会发生分离流动，因而总压损失系数?也比较大。不同攻角下的叶片表面气流分离情况如图3－25所示。

在来流低马赫数的条件下（Ma1< 0.4～0.6），叶栅的性能（??和?）只与来流的攻角i有关，但是，当来流马赫数Ma1> 0.6～0.7以后，叶栅的气流转角??和总压损失系数?不但随攻角i变化，而且还与叶栅的进口马赫数Ma1的变化有关。图3－26给出了另一套叶栅在不同叶栅进口马赫数M1下的攻角特性。从图中可以看出，随着进口马赫数M1的增大，低损失系数的攻角范围变窄，而且?的最低值明显增大。这是因为叶栅中出现了局部超声速流动和激波，激波——附面层干涉会加重气流的分离，导致总压损失系数?迅速增大。

图3－25 不同攻角下的叶片表面气流分离

图3－26 不同进口M1下的叶栅攻角特性

五、超声速进口气流在平面叶栅中的流动特征

以下介绍在进口气流的相对速度马赫数大于1.0情况下的叶栅内部流动特征。前面在介绍压气机基元级中的流动时强调过要避免静叶通道内出现较强的激波，因此静叶进口气流的相对马赫数（也是绝对马赫数）在一般情况下都小于1.0。现阶段进口气流的相对速度马赫数大于1.0情况只发生压气机的转子上，即动叶进口气流的相对马赫数Mw1>1.0。而且，在目前的轴流压气机技术水平的条件下，动叶进口气流的轴向速度马赫数Mca1仍然小于1.0，在这种情况下，由叶片产生的对气流的扰动（激波和膨胀波）是可以传播到叶栅进口（额线）以前和影响栅前流场的。

图3-27为来流相对马赫数大于1.0和反压p2一定时双圆弧叶型叶栅的流动示意图（图中的Ma为叶栅进口的相对Mw1）。

图 3-27 超音基元流动示意图

由图可见，叶片的前缘处存在一道脱体的曲线激波，这道激波的下半截伸向相邻叶片的叶背，并大体上接近于正激波的形状。这一道激波被称为槽道激波或通道激波。在槽道激波基本上是正激波的情况下，波后气流减速为亚声速。脱体曲线激波的上半段伸向叶栅的左上方，称之为外伸激波。连接槽道激波和外伸激波的弓形段称为弓形激波。

弓形脱体激波后的亚声速气流在前缘小圆前缘滞止点A处分成两支，分别流向叶型吸力面和压力面。沿吸力面流动的气流，在流过前缘和吸力面曲面时重新加速为超音速，并发出一系列膨胀波，如图虚线所示。气流膨胀加速的程度，取决于ABCD所折转的角度。由图可见，在这些膨胀波中，由型面AB所发生的膨胀波和由同一叶片发出的外伸激波相交，并使外伸激波削弱和向后弯曲；由BC发出的膨胀波和叶片2所发出的外伸激波相交。由C点发出的膨胀波打在叶片2的脱体激波与滞止流线的交点上，称这一道膨胀波为第一道吞入膨胀波；由CD发出的膨胀波和叶片2所发出的槽道激波相交，并使槽道激波的强度有所变化。在D点处槽道激波波前的当地马赫数最高，因而激波最强。

由于受到来自本叶片和相邻一片膨胀波的作用，外伸激波的强度总体上被削弱，并且逐渐向后弯曲。外伸到无限远处时，外伸激波被削弱为一道弱扰动波，即膨胀波和外伸激波在无限远处完全抵消。根据实验和理论研究计算，外伸激波衰减得很快。因此，外伸激波通常为一道斜的弱激波，并在外伸过程中逐渐消失，而槽道激波则大体接近于一道正激波。因此，在分析和控制叶栅的增压和流动损失时，应更加注意栅道激波。槽道激波导致的损失不仅在于激波本身引起的总压下降，还在于槽道激波一直伸到下面叶片的叶背上，引起激波——附面层干涉，它所造成的损失往往比激波本身引起的损失大得多。

为了减少超音叶栅的损失，应设法降低槽道激波的强度，即降低槽道激波前的马赫数。在叶背型面D点处波前马赫数最高，而且激波——附面层干涉也就发生在此型面附近，所以，降低D点处的马赫数会有效降低损失。由图可见，减少D点以前的型面转折角度数，即将叶型的吸力面进口段设计成小转折角、零转折角甚至负转折角的型面（又称为预压缩叶型），可以降低D点处的Ma数。

激波的存在一方面可以非常有效地将轮缘功转化为压力势能，实现能量转换；一方面，过强的激波所产生的激波损失以及激波——附面层干涉损失将使叶型损失急剧提高，进而使动叶的效率下降。因此，激波在叶栅通道中的存在有一个最优的强度，跨音级的设计主要是合理布置激波结构，使之不但在二维叶栅通道中的最优，而且从三维叶片通道内也以优化的