斜流壓氣機串列轉子流場特性分析

劉 波，宋召運，楊晰瓊，曹志遠

斜流壓氣機串列轉子流場特性分析

劉 波，宋召運，楊晰瓊，曹志遠

（西北工業(yè)大學動力與能源學院，西安710072）

以斜流壓氣機串列轉子為研究對象，運用CFD軟件進行了數(shù)值模擬，獲得了該壓氣機在100%和80%設計轉速下S1流面流場、子午流場、阻塞工況及近失速工況的流場特性，為斜流壓氣機串列轉子的設計和性能分析提供參考。研究結果表明：該斜流壓氣機在設計轉速（69900 r/min）下超聲速特性明顯，特性曲線較陡峭；當轉速小于80%設計轉速時亞聲速特性明顯，特性曲線較平緩。隨著轉速的減小，壓氣機的穩(wěn)定裕度逐漸增大。該斜流壓氣機串列轉子葉根和葉中截面的損失主要來源于葉型尾緣的摻混損失和葉型吸力面的小范圍激波損失；而葉尖截面的損失主要來源于葉型吸力面的大范圍激波損失、激波與附面層的相互影響的損失和激波與葉尖泄漏流相互作用的損失。該斜流壓氣機進入近失速工況后，前排轉子的激波強度進一步增大，并且葉間存在大范圍低速區(qū)，造成流動損失進一步增大。

串列轉子；斜流壓氣機；流場；性能；激波損失；葉尖間隙渦損失；航空發(fā)動機

0 引言

斜流式壓氣機具有單級增壓比高、結構簡單、穩(wěn)定裕度范圍大等優(yōu)點，相對于離心壓氣機而言，減小了子午流道機匣曲率，使得葉尖流動得到了很好地改善，進一步減小了流動損失，所以在中小型發(fā)動機上得到了廣泛使用。同時，由于子午面加速流動和離心效果，斜流壓氣機有著良好的低流量特性。

斜流壓氣機長期以來一直是國內外學者密切研究的熱點。國外著名學者Musgrave和Plehn研究設計了某斜流葉輪，并對其做了試驗分析，該葉輪用作多級軸流式壓氣機的后面級[1]，試驗測得該壓氣機單級試驗結果總壓比達到了3，斜流葉輪效率達到0.91，效率也達到較高水平；Monig發(fā)表了總壓比為5∶1，流量為8.2 kg/s的斜流葉輪的設計結果和試驗特性[2]，表明該斜流葉輪在相對較大的流量和壓比下有較高的絕熱效率；Gernot發(fā)表了某斜流壓氣機的設計結果[3]，在設計點下，試驗測得該斜流葉輪總壓比為7.5，效率為0.91；中國吳克啟團隊在常規(guī)斜流轉子設計方法的基礎上，應用湍流邊界層理論和假想等價速度三角形設計了前緣彎掠（扭）斜流轉子[4]；北京航空航天大學劉寶杰團隊以自行設計的多組高比轉速跨聲離心/斜流葉輪為例[5]，采用數(shù)值模擬方法，在級環(huán)境下分析了其總體性能及內部流動機理；西北工業(yè)大學劉振俠團隊以某高壓比斜流壓氣機級為研究對象[6]，計算了該斜流壓氣機級的性能,初步分析了斜流葉輪中的流場結構和流動機理，為斜流壓氣機的設計提供一定的參考。

綜上所述，斜流壓氣機具有廣泛的應用發(fā)展前景，為了使其結構性能等滿足日益發(fā)展的航空發(fā)動機領域的需要，有必要進一步研究設計方法以提高其設計水平。串列轉子一直是國內外學者密切研究的熱點。國外著名學者Bammert[7]在多級壓氣機中間級中采用串列轉子；而Wu[8]、Sachmann[9]等則在亞聲葉柵上做了大量的基礎研究工作；Hiroaki[10]和McGlump[11]分別在跨聲壓氣機和高壓壓氣機出口級中使用了跨聲和亞聲串列轉子，都大幅地提高了壓氣機的單級負荷水平。此外，串列葉柵能在比單排葉柵更寬廣的攻角范圍內工作，喘振裕度也得到提高，而損失并不顯著增加。

本文把串列葉柵與斜流壓氣機相結合，設計斜流壓氣機串列轉子，進行了壓氣機性能計算及流場特性分析，并分析了壓氣機的主要損失，對斜流壓氣機的進一步優(yōu)化設計提供參考。

1 研究任務

研究對象是自行設計的斜流壓氣機串列轉子，該型壓氣機的特點是在設計過程中采用了包括高葉尖速度、高葉片氣動負荷和串列轉子等較新的設計理念。該串列轉子總性能設計參數(shù)見表1，其重要的設計參數(shù)見表2，流道幾何形狀如圖1所示。

表1 斜流壓氣機串列轉子設計性能參數(shù)

利用串列轉子葉型的設計參數(shù)，自行編程設計了該斜流壓氣機串列轉子葉型，再利用NUMECA/DESIGN 3D優(yōu)化設計該斜流壓氣機，經(jīng)過優(yōu)化計算得到串列葉片前、后排的周向相位和轉子的軸向間隙，優(yōu)化后的子午流道如圖1所示。本文對該斜流壓氣機串列轉子進行了CFD數(shù)值計算研究，以斜流壓氣機串列轉子為研究對象，計算其設計轉速、95%轉速等5種不同轉速下的壓比-流量特性和效率-流量特性。此外，對設計轉速和80%轉速2種情況，對其進行了內部流場數(shù)值模擬，對壓氣機流場進行了詳細分析。

表2 斜流壓氣機串列轉子設計參數(shù)

圖1 斜流壓氣機串列轉子流道幾何形狀

2 CFD數(shù)值計算過程

2.1 網(wǎng)格生成及計算方法

計算網(wǎng)格采用FINE/Turbo軟件中專為葉輪機械用戶開發(fā)的AutoGrid網(wǎng)格生成模塊，自動建立串列葉柵流道拓撲結構，生成結構化網(wǎng)格。計算的串列轉子的第1、2排轉子葉尖間隙折合葉片展向高度分別為0.95%和1%。為保證網(wǎng)格質量，葉片網(wǎng)格均采用最適合串列的O4H型。CFD 3維計算采用Numeca/Fine軟件，對有限體積形式的3維雷諾平均N-S方程進行定常求解。湍流模型采用Spalart-Allmaras方程模型。空間離散采用中心差分格式并輔助人工黏性，以控制激波間斷附近的虛假振蕩，并消除其它較小的振蕩。時間離散采用4階顯式Runge-Kutta法進行時間推進求解；采用當?shù)貢r間步、多重網(wǎng)格技術及隱式殘差光順法等方法進行流場計算的加速收斂[12-13]。

2.2 邊界條件給定

為滿足求解方程的封閉性和解的適應性，進口給定均勻分布的總溫、總壓及來流方向，即進口總溫288.15 K，總壓101325 Pa。進口氣流方向為軸向進氣，固壁為絕熱無滑移。出口給定背壓，計算過程中逐步調整背壓值來調整流量（每1個背壓對應1個工況），通過逐步提高出口背壓向近失速點推進，近失速點為增大背壓至計算發(fā)散前的1點，堵塞點為減小背壓直至計算發(fā)散前的1點[13-14]。

3 壓氣機性能計算及結果分析

該斜流壓氣機的壓比-流量和效率-流量特性曲線分別如圖2（a）、（b）所示。從圖中可見，在5種轉速下，壓比特性均隨流量增大而降低；而效率特性曲線在某一具體流量處達到最大效率點，并向兩側遞減。這主要是因為壓氣機工作在非設計工況時，由氣某轉速下喘振邊界的增壓比和流量，π0、m0是對應轉速在工作點的增壓比和流量。）流與葉片的碰撞損失、附面層的摩擦損失和附面層的分離損失嚴重造成的。

圖2 斜流壓氣機特性曲線

此外，在100%設計轉速下，特性線較陡峭，在70%～90%轉速下，特性線相對比較平緩，這主要是因為在100%轉速時壓氣機在超聲速條件下工作，超聲速氣流對柵后背壓變化比較敏感；而在70%～90%轉速時壓氣機在亞聲速條件下工作，柵后背壓變化對轉子進口氣流影響較小。另外，由壓比-流量和效率-流量數(shù)據(jù)可得，在設計轉速下效率最高為0.8476，與設計時給出的總絕熱效率相差僅為0.01，這可能是NUMECA計算是由網(wǎng)格的劃分和湍流模型的選取等原因引起的，經(jīng)過多次劃分網(wǎng)格和選取湍流模型可以消除。此外，隨著轉速的降低，最大效率值逐漸增大，在70%轉速下最高效率為0.8831，比在設計轉速下的最高效率約提高3.5個百分點?？山埔哉J為效率-流量特性線向左上方移動。在5種轉速下的最高效率均近似達到葉輪的設計效率0.85。然而，最大壓比隨著轉速的降低逐漸減小，近似認為壓比-流量特性線向左下方移動。在設計轉速下最高壓比為3.368，比葉輪的70%轉速下最高壓比2.0高了1.368。計算得到設計轉速下穩(wěn)定裕度僅為11.9%，在80%轉速下穩(wěn)定裕度達到16%，即隨著轉速的降低，壓氣機的穩(wěn)定裕度逐漸增大，這可能是因為隨著轉速的降低，壓氣機的激波損失、激波與附面層的相互影響的損失和激波與葉尖間隙渦相互作用的損失都減小了。（其中穩(wěn)

4 3維流場分析

4.1 壓氣機S1流面流場分析

從圖2中可見，在70%～90%設計轉速下特性線相對平緩，在100%設計轉速下特性線比較陡峭。在低轉速時壓氣機亞聲速特性明顯，在設計轉速時壓氣機超聲速特性明顯，并且在特性曲線上明顯體現(xiàn)出了2種情況的差異，即高轉速下的特性曲線比低轉速下的特性曲線陡峭很多，故而本文分低轉速和高轉速2部分討論特性曲線的變化規(guī)律?，F(xiàn)選取100%設計轉速和80%設計轉速2種情況作為代表，分析其特性線陡峭或者平緩的原因，并分別分析其增壓機理和流動損失。為了更詳細地分析流場在不同葉高截面處的變化，分別選取了10%葉高（葉根）、50%葉高（葉中）、90%葉高（葉尖）3個截面，對各S1流面上的相對馬赫數(shù)進行了分析研究。

4.1.1 100%設計轉速

在100%設計轉速下近設計點沿葉高S1相對馬赫數(shù)如圖3所示。從圖3（a）中可見，葉片根部大部分區(qū)域氣流速度分布均勻。在轉子1葉片尾緣處存在很小的摻混損失，在轉子2葉片尾緣處存在明顯低速區(qū)，這是由于葉型上、下表面附面層在后緣匯合而造成的尾跡損失。2排葉片的前緣葉背處均出現(xiàn)很小的局部超聲區(qū)，但氣流在轉子1和轉子2的葉片前緣處的最大相對馬赫數(shù)只有1.1左右，流動損失小。

圖3 在100%轉速下各截面S1相對馬赫數(shù)

從圖3（b）中可見，2排葉片前緣葉背的最大相對馬赫數(shù)已增大至1.3左右，但超聲速區(qū)域較小，與氣流經(jīng)過葉片前緣的加速過程較吻合。轉子1吸力面靠近進口處出現(xiàn)了1道斜激波，激波與附面層相互影響使葉型的損失有所增加，但由于激波強度較弱，損失比較小。出口馬赫數(shù)在0.9左右，整個葉中截面速度變化分布均勻較合理，且未出現(xiàn)明顯的低速區(qū)，葉片表面氣流流動光滑，在此葉高處氣體氣動損失相對較小。

從圖3（c）中可見，轉子1吸力面靠近進口處出現(xiàn)了1道激波，波后氣流速度明顯降低，附面層有所加厚，激波對附面層的影響必然會造成葉片損失的增加。轉子1的低速區(qū)中最小馬赫數(shù)為0.3左右，但是在圖3（b）中的葉中截面無明顯的低速區(qū)出現(xiàn)，說明該低速區(qū)在沿葉高方向上的分布范圍不大，對葉輪的整體氣動性能的影響不太嚴重。

4.1.2 80%設計轉速

在80%設計轉速下近設計點沿葉高處S1相對馬赫數(shù)如圖4所示。從圖4（a）可見，葉片根部大部分區(qū)域氣流速度分布均勻。在轉子1壓力面附近存在低速區(qū)，可能是由氣流在擴張形葉柵通道的減速增壓引起的。轉子2葉片尾緣存在分離現(xiàn)象，可能是由葉型上、下表面附面層在后緣匯合而形成尾跡損失引起的。總體來看，相對馬赫數(shù)沿通道變化比較均勻平緩，馬赫數(shù)分布情況良好，損失小。

圖4 在80%轉速下各截面S1相對馬赫數(shù)

從圖4（b）中可見，葉中大部分區(qū)域氣流速度分布均勻。轉子1在葉背處均出現(xiàn)局部超聲區(qū)，但氣流最大相對馬赫數(shù)小，超聲速區(qū)域范圍也小。此外，葉中截面進口相對馬赫數(shù)在0.85左右，出口相對馬赫數(shù)在0.80左右，總體來看，相對馬赫數(shù)沿通道變化比較均勻平緩，馬赫數(shù)分布情況良好，且未出現(xiàn)明顯的低速區(qū)，葉片表面氣流流動光滑，在此葉高處氣體氣動損失相對較小。

從圖4（c）中可見，葉尖處氣流速度較大。葉尖吸力面靠近進口處出現(xiàn)了1道斜激波，斜激波前的氣流相對馬赫數(shù)約為1.3，激波強度較小。然而該截面與100%轉速下的葉尖截面相比，激波強度和超聲速范圍都有明顯減小，轉子1有小范圍低速區(qū)的速度也有一定增大，葉輪的氣動性能很好，這也從另一個方面解釋了在80%轉速下效率較高的原因。

4.2 子午流道流場分析

在100%和80%設計轉速下子午流道相對速度矢量如圖5所示。

從圖5中可見，斜流葉輪子午流面上氣流速度分布比較合理，觀察整個子午通道，只有轉子葉尖有少量間隙渦，從進口到出口，速度呈增大的趨勢，這主要是從進口到出口，葉型的徑向半徑增大，牽連速度增大，從而相對速度也增大。在100%轉速下設計點子午面相對速度矢量（圖5（a））變化趨勢與在80%轉速下的（圖（b））基本相同，然而在100%轉速下的相對速度大于在80%轉速下的，這與在低轉速下加功能力小有關。

圖5 近設計點子午面相對速度矢量

在100%和80%轉速下近設計點子午流面靜壓分布如圖6所示。從圖中可見，從入口到出口，靜壓逐漸均勻增大，分布比較合理。

圖6 近設計點子午流面靜壓分布

此外，從進口到出口，靜壓沿徑向變化較小，氣流徑向二次流動小，損失較小。出口靜壓在100%設計轉速下保持0.18 MPa左右，在80%設計轉速下保持0.15 MPa左右，這與圖2的流量-壓比特性曲線一致，在80%轉速下增壓能力較小。

在100%和80%轉速下近設計點葉輪子午流面的熵如圖7所示。從圖中可見，葉尖部位距前緣約20%弦長處開始有明顯的扁長熵增，延伸到第2級轉子，直到至葉輪出口。結合以上分析可知，該處熵增主要由葉尖部位進口處的激波以及激波附面層的雙重影響造成。但是熵增加的區(qū)域較小，僅僅發(fā)生在葉片尖部，且增加幅度不大，給斜流葉輪帶來的損失也不會太大。

圖7 近設計點葉輪子午流面的熵

從圖7（b）中可見，與100%轉速比較，熵增的范圍有明顯縮小，其值也明顯減小，證明在80%轉速下?lián)p失較小，這與在該轉速下激波強度較小，超聲速區(qū)域較小，激波與附面層的影響較小所導致的損失較小有關。驗證了圖2的特性結果，即在80%轉速下的效率高于在100%轉速下的效率。

子午流面流線圖中2排轉子的葉尖間隙渦如圖8所示。葉尖間隙渦是由徑向間隙泄露流與葉尖渦造成的，在斜流壓氣機中葉尖間隙渦與葉尖的激波相互影響，使壓氣機損失明顯增大。

從圖中可見，在100%轉速下，轉子1葉尖間隙渦范圍更大，分離更明顯，轉子2整個葉片葉尖均出現(xiàn)大范圍的漩渦，這是產(chǎn)生損失的主要原因；在80%轉速下，只有尾緣發(fā)生小范圍的分離，這與在80%轉速下效率大于在100%設計轉速下的相一致。

4.3 阻塞工況和近失速工況流場分析

本文不僅對設計工況進行計算分析，還對設計轉速下近堵塞點和近失速點進行詳細分析，并與設計工況進行對比，分析與總結堵塞及喘振發(fā)生的原因。

4.3.1 阻塞工況流場分析

當壓氣機轉速固定時，逐漸降低葉柵出口靜壓，就可以增加壓氣機流量，壓氣機將進入阻塞工況。其后，壓氣機流量不再繼續(xù)增加，同時效率、增壓比都大大降低。在100%轉速下，大流量近堵塞點的CFD計算結果如圖9所示。

圖9 100%n近堵塞點相對馬赫數(shù)

從圖中可見，轉子2在近堵塞工況時從葉根到葉尖存在大范圍超聲區(qū)，轉子1只在葉尖存在大范圍超聲區(qū)，并有激波產(chǎn)生，這是損失較小的主要原因；轉子1在葉中和葉根斜流葉輪流動基本正常，在葉尖處的吸力面有很小的分離區(qū)域，整體看分離現(xiàn)象不是特別嚴重，因此，即使在近堵塞點該斜流葉輪也具有較高的效率。此外，通過對比設計轉速下的阻塞工況和設計工況不同葉高處的S1流面相對馬赫數(shù)云圖，發(fā)現(xiàn)串列轉子在阻塞工況和設計工況時，轉子1從葉根到葉尖的相對馬赫數(shù)云圖變化不大；在阻塞工況時，不同葉高下轉子2無論在葉根、葉中還是葉尖，葉片間的氣流通道都發(fā)生了明顯阻塞，亞聲速氣流在該級氣流通道中加速到聲速從而使來流速度和流量無法繼續(xù)增大。通過上面的分析可知，該串列轉子從設計工況進入阻塞工況的主要原因是氣流流速在后排轉子葉柵通道喉部處達到了聲速，氣流發(fā)生阻塞，損失增大。

4.3.2 近失速工況流場分析

失速就是葉片表面邊界層嚴重增長或分離造成了流動條件的惡化，表現(xiàn)為損失達一定程度或顯著增大，氣流折轉角明顯減小等特征。在100%設計轉速近失速點的葉根、葉中、葉尖截面相對馬赫數(shù)如圖10所示。

圖10 100%n近失速點相對馬赫數(shù)

導致斜流流壓氣機葉輪效率急劇損失的原因有：激波損失、葉尖泄漏損失，以及激波與邊界層、激波與葉尖泄漏相互作用的損失等。從圖10中可見，在100%轉速下葉輪根部與尖部同時存在低速區(qū)，但是葉輪的損失主要集中在葉尖區(qū)域，進口區(qū)域損失較大是由于在進口形成了比較強的激波，激波損失較大；同時較強的激波與葉尖泄漏流相互作用，形成了高損失區(qū)。在葉根區(qū)主要是由葉尖泄漏及葉根低速流體通過徑向遷移向葉尖堆積造成的。其中損失最大的區(qū)域位于葉尖靠近進口區(qū)域。此外，葉片表面分布有明顯低速附面層。此外，通過對比設計轉速下的近失速工況和設計工況不同葉高處的相對馬赫數(shù)云圖，發(fā)現(xiàn)在近失速工況和設計工況下，轉子2的相對馬赫數(shù)分布變化不大，損失也較??；在近失速工況下，轉子1前緣激波強度增強和葉間通道中存在大范圍的低速區(qū)，損失增大。通過上面的分析可知，該串列轉子從設計工況進入近失速工況的主要原因是前排轉子的激波強度增大和葉間存在大范圍的低速區(qū)，損失增大。

4.3.3 阻塞工況和近失速工況吸力面極限流線圖分析

對比了在設計工況、近失速工況和堵塞工況下轉子1和轉子2的吸力面流線分別如圖 11、12所示。由于斜流壓氣機3元效應比較明顯，吸力面流線圖呈現(xiàn)比較復雜的現(xiàn)象。

圖11 轉子1吸力面極限流線

從圖11中可見，在近失速工況下氣流在轉子1葉片前緣處的流動發(fā)生明顯紊亂，前緣靜壓較小，氣流流速快，出現(xiàn)大范圍超聲速區(qū)域，流動發(fā)生明顯分離，這是失速工況下流動惡化的具體表現(xiàn)。通過比較轉子1在設計工況和阻塞工況下的吸力面流線，發(fā)現(xiàn)在2種工況下，轉子1吸力面的流動情況和靜壓分布基本不變，這也說明該串列轉子從設計工況進入阻塞工況時前排轉子流動變化不大，主要是后排轉子流動惡化。從圖12中可見，在3種工況下轉子2均有分離情況發(fā)生，但氣流流動都沒發(fā)生明顯變化，證明了當該串列轉子在非設計工況下工作時，前排葉片相當于后排葉片的導流葉片，所以即使該串列轉子工作在非設計工況時，后排葉片的進口氣流角也不會發(fā)生明顯變化，仍然工作于設計工況。所以串列葉片的性能在非設計工況下得到明顯改善。

圖12 轉子2吸力面極限流線

4.4 超跨聲速流動損失分析

在上述斜流壓氣機的超跨聲速流動產(chǎn)生的激波系中，槽道激波是導致?lián)p失最大的激波。這不僅僅因為槽道激波強度相對較強，引起較大的總壓下降，還在于槽道激波一直延伸到下1個葉片的葉背上，對葉背表面附面層產(chǎn)生干擾，可能會使表面附面層嚴重分離，從而造成比激波引起的更大的損失。激波越強，對附面層的干擾就越嚴重，損失也越大。

為了減少損失，就要設法降低槽道激波的強度，也就是要減小槽道激波前的馬赫數(shù)。而在葉背與槽道激波交界處波前馬赫數(shù)最大，附面層干擾也就發(fā)生在此處，所以減小此處的氣流相對馬赫數(shù)會有效減小損失。減小葉背與槽道激波交界處以前的型面轉折角度可以有效減小此處的馬赫數(shù)，這就是超聲速葉片葉型設計減小流場損失和提高效率的關鍵[14-16]。

5 結論

本文研究分析了自行設計的斜流壓氣機串列轉子的流場，得到以下結論：

（1）該斜流壓氣機在設計換算轉速（69900 r/min）時超聲速特性明顯，特性曲線較陡峭；當轉速小于80%設計轉速時亞聲速特性明顯，特性曲線較平緩。隨著轉速的減小，壓氣機的效率-流量特性線向左上方移動，壓比-流量特性曲線向左下方移動。而且，隨著轉速的減小，壓氣機的穩(wěn)定裕度逐漸增大，這可能是因為隨著轉速的減小，壓氣機的激波損失、激波與附面層的相互影響的損失和激波與葉尖間隙渦相互作用的損失都減小了。

（2）通過對該斜流壓氣機在100%和80%設計轉速S1流面流場分析和子午流道的流場分析，發(fā)現(xiàn)該斜流壓氣機串列轉子葉根和葉中截面的損失主要是葉型尾緣的摻混損失和葉型吸力面前緣的小范圍激波損失，流動損失??；而葉尖截面的損失主要有：葉型吸力面前緣的大范圍激波損失、激波與附面層的相互影響的損失和激波與葉尖間隙渦相互作用的損失，損失較大。研究發(fā)現(xiàn)，影響最為嚴重的是葉尖的激波損失、葉尖間隙渦損失及二者相互影響引起的損失。

（3）通過對該壓氣機串列轉子在阻塞工況和近失速工況下的流場分析，可知該壓氣機從設計工況進入阻塞工況的主要原因是氣流流速在后排轉子葉柵通道喉部處達到了聲速，氣流發(fā)生阻塞，損失增大；該壓氣機從設計工況進入近失速工況時，前排轉子的激波強度增強和葉間存在大范圍的低速區(qū)，使流動損失增大。

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Flow Field Analysis of a Mixed Flow Compressor Tandem-Rotor

LIU Bo，SONG Zhao-yun，YANG Xi-qiong,CAO Zhi-yuan
（School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072）

Taking tandem-rotor of a mixed flow compressor as an object,flow characteristics of S1 stream surface,meridional channel,blocking point and stall point were obtained by numerical simulations using CFD software to provide reference of design and characteristics analysisofthetandem-rotor.Theresultsshowthat themixed flowcompressor hasobvioussupersonic performanceand steep performancecurve at design speed(69900 r/m).When thespeed islower than 80%design speed,the compressor hasobvioussubsonic characteristicsand a flat characteristic curve.As the speed decreases,the stability margin of the compressor gradually increases.The loss of the tandem-rotor root and middle section is mainly caused by the mixing loss of the blade trailing edge and small shock loss of blade suction;the loss of the tip section is mainly caused by large range shock loss,shock and boundary layer interaction loss,shock and tip clearance vortex interaction loss.After the mixed flow compressor entered near stall point,the shock intensity of the front blade is further enhanced and the tip section visualized a wide low-speed zone,which further increases the flow loss.

tandem-rotor;mixed flow compressor;flow field;performance;shock loss;tip clearance vortex loss；aeroengine

V231.3

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.01.001

2014-08-05 基金項目：國家自然科學基金（51236006）資助

劉波（1960），男，博士，教授，博士生導師，研究方向為先進葉輪機械氣動設計和試驗；E-mail：liubo704@nwpu.edu.cn。

劉波，宋召運，楊晰瓊，等.斜流壓氣機串列轉子流場特性分析[J].航空發(fā)動機，2015，41（1）：1-8.LIUBo，SONGZhaoyun，YANGXiqiong,et al.Flowfield analysisof amixed flow compressor tandem-rotor[J].Aeroengine，2015，41（1）：1-8.

（編輯：張寶玲）