压缩机的喘振与失速-译文第7章

1、第7章 扩大稳定运行的方法7.1 导论由不稳定性线(喘振或失速谱线)引起在压缩机运行范围内的局限性能由辅助的机械装置来克服。在例如发动机起动或加速的瞬态运行过程中，通常习惯于使用排气或变化几何形状来避免在70转速以下的喘振与失速。图解举例的变化定子几何形状对多级轴流压缩机性能的影响已在第5章中给出。同样也存在静态的装置用于实际改变喘振线。这些装置被使用到在稳态运行中需要较宽范围自由失速，自由喘振性能的应用中。这章提供了表示克服有关较宽范围稳态运行时喘振线瞬时或全部改变过程中喘振与失速的排气，变形，机壳处理以及多重转子影响的试验数据和学习结果。给出了轴流和离心压缩机的实例。7.2 排气 围绕喘振

2、起始的一个最普通方法是压缩机排气。由于喷气发动机的前期，其成为有关在发动机起动和加速过程中避免喘振的最长使用的方法。有关需求是出现在多级轴流压缩机以及由离心压缩机伴随多级轴流压缩机组合的压缩机中。排气能在压缩机出口或在级间位置发生。轴流压缩机的排气在喷气发动机发展的前期，NACA引入了调查在发动机加速上排气效应的研究。这些研究被引入到多级轴流压缩机中并且能对理解现在使用的排气系统做出贡献。发动机的加速通过利用压缩机驱动涡轮的不平衡扭矩来完成。运动方程是： （259）其中：不平衡扭矩，英尺1磅 极惯性矩，斯勒格英尺 角速度，弧度秒从到的加速时间是： （260）方程260可根据从例如理想的一些基准

3、速度到设计转速的加速度写出。导数和集合的限制可表示成设计转速的无量纲比，设计转速是表示运行速度的一般方法。实际上，集合的限制可以处于任何两种要求的转速之间。这个方程表示响应时间随极惯性矩和旋转转速设计值的增加。响应时间在不平衡扭矩增加的情况下消失。在Rebeske和Rohlik(1953)文献以及Rebeske和Dugan(1953)文献中的研究表示了不平衡扭矩在有关发动机加速使用的涡轮进口温度值增加条件下增加。然而为了能使用大幅增加的涡轮进口温度，必须要包围喘振。在这些基准下，作为包围喘振的方式来研究发动机加速度上的排气影响。在压缩机特性线图上的发动机加速的路径由短划线在图7.1上进行举例阐

4、述。当发动机从A点加速到B点时，涡轮进口温度上的增加量能传送压缩机和压缩机驱动涡轮到喘振线之间的匹配。最小加速时间可在最大可能增加从运行线稳态值的涡轮进口温度时获得。然而在涡轮进口温度上增长量由存在的喘振线来限制。压缩机排气用于沿喘振线的许用运行以及许用的大标准温度增量。当达到B点时，涡轮进口温度逐渐减少直到在高转速时获得运行线的值为止。图7.2举例阐述了在驱动涡轮上如何产生不平衡扭矩。表示了根据流速参数绘制的涡轮扭矩线。扭矩曲线提供了有关在涡轮上施加的压比范围。在这幅图上包括了恒定校正转速线。点A和B标识了在发动机加速起始和结束处的稳态运行点。在开始加速处涡轮进口温度的增加量减少了涡轮的校正

5、转速。在压比施加到涡轮上的A点时，涡轮扭矩沿着到较低校正转速的C线增加。在运行点的这些变化提供了有关发动机加速的不平衡扭矩。在不同转速沿着短划线的不平衡扭矩的标准被使用到方程260中来计算到B点的加速时间。在Rebeske和Rohlik(1953)文献中报道了调查研究关于当排气应用到压缩机出口时沿16级轴流压缩机喘振线的运行情况下发动机加速不同方式的研究结果。压缩机和涡轮的匹配被规定出现在喘振线上，并且需要完成匹配的排气量可在50和设计转速之间的不同转速时计算获得。涡轮机的合成匹配沿喘振线产生变化的排气量。这种方法计算的加速时间是5.5秒。其他的计算表示如果在压比标准仅低于喘振压比5情况下，加

6、速发生在沿平行于喘振线的线上时，加速时间变为双倍。这种研究表示对于使用这种压缩机的发动机最小加速时间能在最大可能的涡轮进口温度下获得，并且如果压缩机排气能从14变化到23，那么沿着喘振线的运行将从最近点的50转速变化到80转速的喘振线。在随后的研究中(Rebeske和Dugan，1953)，级间排气在第12级，第8级和第4级的出口处使用。级间性能的数据表示了第14级具有渐进失速特性，而第58级具有突变失速特性。沿着这条喘振线，从50到75转速时第14和58级都运行处于失速状态。在这些研究中，选择了固定的排气面积；这些面积决定了允许排气的数量。为了使涡轮在喘振线上匹配，涡轮的进口温度需要调整。这

7、种方法不同于前面规定涡轮进口温度和计算排气流量的研究。在第四级出口的排气表示根据压缩机出口排气的实例在加速时间上没有变化。然而在第8级和第12级出口的排气将使加速时间减少到3秒。这些结果可通过作为不同位置处的级间排气结果的压缩机级的再次匹配得到。第八级和第十二级出口的排气引起了所有16级的压比增加。第四级出口的排气导致在65转速时较低级别的压比增加。这产生有关再次匹配的较低级别涡轮进口温度可在其他排气位置处获得。因此加速时间长于在其他两个位置处排气计算的时间。有级间排气引起在所有压比上的增加会减少涡轮流速参数。这种减少促使得到较低涡轮校正转速时的再次匹配。在这种转速下联系的是在涡轮进口温度上的

8、增加。对于第四级排气的较低级别压比将导致得到涡轮校正转速的较低值，以及因此获得的较低级别的涡轮进口温度。 总之，这些研究表示最大的发动机加速度可以在最大可能的涡轮进口温度以及在最低可能的运行流量下获得。前者取决于涡轮的材料特性；后者取决于喘振线的位置。沿着喘振线的加速度能在压缩机出口和级间排气处完成。这种研究表示最快的加速时间通过级间排气来获得。离心压缩机的排气除了允许沿着喘振线的瞬时发动机运行，通过改变低流速喘振线位置的排气也可用来提供较宽范围的自由喘振，稳态运行。在Fisher(1988)文献中显示了有关离心压缩机的这种实例。结果可表示为通过沿着叶轮盘盖排气位置的合理调整来增加自由喘振的范

9、围。这种排气结构在图7.3上表示。周向排气的缝隙位于轮盘盖谱线的位置，在其中一个测点时提供了需要延迟喘振且增加转子节流的合理压力差。缝隙是从压缩机轮盘盖的内表面延展到二级进口的空腔中。这种空腔是一个通过气体进入叶轮来围绕初级进口通道的环形室。在喘振时，叶轮盖的静压力高于二级进口处的静压力。排气流量被允许排出且抑止喘振的起始。在节流时，叶轮盖的静压力低于进口的静压力。这允许附加流量进入导流轮喉部之后的叶轮并且增加了节流的流量值。定量的数值显示在图7.4上。这些曲线表示沿着特定叶轮喘振和节流线的压力差。绘制例如这些过去习惯的位置，缝隙在喘振时足够远沿着轮盘盖谱线能确保压力增量但不是太远以至于在节流

10、时阻止入流量。流动方向在图7.5中进行举例阐述。 在这种操作方法情况下自由喘振范围的延展显示在图7.6的涡轮增压器压缩机特性线图上。在78000rpm的最大转速下，喘振流量减少近21。在50000rpm和70000rpm之间，喘振流量从28减少到31。这幅图包括了表示发动机运行包络层的交叉阴影线。注明：在喘振线没有改变的情况下，如同由标准压缩机特性线图上的短划线表示的一样，发动机运行将迫使压缩机在低转速时进入喘振。作者介绍了有关多级压缩机的应用。图7.7表示具有一个轴流级和两个离心级的3级压缩机。甚至对于轴流压缩机，每一级都采用了轮盘盖谱线的排气缝隙。然而在参考资料中显示了没有这种压缩机的性能

11、线图。7.3 可调进气导叶片 排气不是改变喘振线的唯一方法。变化的进口导叶片(VIGVS) 通过在低流量系数值时降低喘振出现处的冲角引起喘振线的改变。这在图7.8的矢量图上进行举例阐述。实线矢量表示有关给定转子线速度在进口相对流动角在零预旋时的速度三角形。在如同由虚线矢量表示的正的进口预旋转情况下，相同值的进口相对流动角发生在低值的轴向速度上。这意味着失速冲角将发生在低值的质量流量或流量系数下，并且因此提供了较宽范围的稳定运行。沿着流动上的减少，在附加能量上也存在有减少量。有关附加能量的方程是： （261）其中：转子进口的绝对切向速度，英尺秒转子出口的绝对切向速度，英尺秒转子进口的线速度，英尺

12、秒转子出口的线速度，英尺秒重力加速度，英尺秒2热功当量，778.3英尺磅热量单位焓增，热量单位磅合成的相对速度合成的绝对速度对于负值的预旋，附加能量小于零值的预旋。另一方面，附加能量能在负的预旋值情况下增加。在这种实例中，对于相同值的情况，质量流量比较高。在发动机运行时，正预旋和负预旋能被用来减少或增加发动机的推力或能量。图7.8举例阐述了在转子进口假设径向位置处的矢量图变化。然而，预旋的切向速度能径向地变化将取决于导叶轮的设计以及满足的径向平衡。Steinke和Crouse(1967)提供了有关四种类型切向速度变化分布，这提供了依赖发动机运行需要适合设计师的选项。这种研究表示由于假设失速起始

13、角，质量流量能在正预旋下减少近14。Dunavant(1957)文献中应用了导叶片的叶栅数据。性能特性介绍了相关的四个曲率值和每个曲率下的三个稠度值。数据提供了相对于50°的转角。变化的进口导叶片已经应用到轴流和离心压缩机上。在轴流压缩机上的需要滋长了来自于航空发动机的有关发动机起动，超音速飞行，以及在联合变化转子时最优化多级性能的需要量。离心压缩机的使用来自于有关减少理想燃料使用率，提高发动机响应时间以及加强最大能量的汽车发动机应用。轴流压缩机Jones(1970)文献表示了关于超音速飞行需要改变喘振线的一个实例。这种需求将在65000英尺3.0马赫数时飞行。如果应力极限防止发动机

14、转速超过在海平面起飞时的最大值，那么校正的压缩机转速将减少到在飞行条件归结于恢复情况下的70设计转速。第一级压缩机特性线图显示在图7.9上。设计点和实验数据都显示在100设计转速情况。这幅图中的横向曲线表示了从海平面起飞(SLTO)到在70校正转速以及143.3Ibsec时3.0马赫数的飞行情况的转变。在这一点，压缩机从失速起始大约为13的质量流量时运行，并且在效率标准上低于70转速时最大效率时大约有8点。这里关于VIGV的需要是双重的。首先，在低流速时需要改变70转速特性可提供更多失速差距来容纳从超音速进口可能的进口扭转。其次，需要置换效率特性并且允许压缩机在最大效率时处于匹配状态。导叶片的

15、结构显示在图7.10上。在两个连接活页之间是可变化的曲率设计。Dunavant(1957)文献中的翼剖面和数据被使用做设计的基础。绞接的设计性能数据在环面叶栅测试(Jone，1967)中获得。在海平面起飞条件下，具有零的预旋。在马赫数为3.0低速巡游条件下，在中心处具有35°预旋，而在末端时为20°，并且这种分布近似为线性。对于低速巡游条件VIGV位置的压缩机第一级的性能显示在图7.11上。在70转速时，起始失速流量减少到接近12，并且最大的压缩机效率达到了143.3Ibsec。在这个流量时，效率比零预旋情况的效率高8点。这个数据表示压比高于在低速巡游设计点的预估值。根据起

16、始失速的容许极限是23(143.3 Ibsec对比110Ibsec)，这在零预旋实例的容许极限上具有77的增加。这种压缩机匹配了Voit和Geye(1954)文献中报道的8级计算机的后七级。在这些参考资料中的性能数据被使用到计算中。整体压缩机特性线图的变化显示在图7.12上。选择的低速巡游条件是在零预旋(SLTO)结构70转速线上马赫数为3.0时的60000英尺情况。为了运行在低速巡游结构VIGV设置这一点，发动机将不得不超速到73转速。在这一转速下，零预旋条件时具有3.5的失速容许极限，而在低速巡游结构预旋时具有14的容许极限。除了提高失速容许极限之外，在第一级运行点的效率上具有增加，如同由

17、单级的数据表示情况。图7.13表示了由于VIGV连接有两个定子结构的效率上的变化。如图所示，在效率上接近有8点的增加是归结于更有利的匹配。明显地结果表示不仅受益于失速谱线的重新安置而且受益于运行点效率上的提高。大概变形进口导叶片最普通的应用是帮助压缩机起动和加速。对于在低于80转速时具有深度失速的进口级的多级轴流压缩机情况，这是特别正确的。这种实例表示了Budinger和Kaufman(1954)文献中具有12级压缩机的发动机。作者规定，在进口导叶片处于开放位置时，加速是可能的但比较困难。这是由压缩机的失速特性引起。在转速低于85时，出现两种失速形式。在低转速时，转子末端失速一致。当转速增加时

18、，半栅距的失速特性改变，作者报道了双倍价值性能的存在。这当然成为加速失速滞后的表示。VIGV的使用使得在发动机加速时间内明显提高。导叶片是整体的翼形。叶栅安装角从根部的0°变化到末端的13°。末端截面被用作叶片闭合的基准。数据点从导叶片完全开放位置到30°闭合处获得。对于末端基准角度，这意味着从13°到43°，如同数据图形所示。发动机的性能显示在图7.14a到7.14d上。严重的压缩机失速引起在75和80转速之间存在导叶片处于如图7.14a所示开放位置情况时发动机性能的有效的间隙。这是正好在压缩机脱离失速之前的双倍值压缩机性能的区域。注明在性能

19、上明显的变化如同发动机的推力从海平面额定净推力的6涨到16。导叶片闭合角为7°时完全改变这种性能，如同图7.14b表示有关20°的叶片设置角。对于转速小于75时，发动机净推力增加大约80。这表明导叶片闭合以及消除了在表示的转速和发动机运行的流动范围内的失速条件。进一步的闭合表示在低转速推力上的减少量，如图7.14c和7.14d所示。级间的压缩性能根据在第一级，第四级，第七级和第十级定子叶栅出口处的探针获得。包括进口导叶片的第一级性能，显示在图7.15上。这幅图表示了当导叶片闭合时在流量，压力和温度系数上减少的量值。矢量图分析在第一级转子出口介绍来了解在第一级定子入口条件和压

20、缩机由此以后的情况下的导叶片闭合的分析效应。结果表示对于VIGV设置角为13，20和30°的转子出口轴向速度上具有一点和没有改变。对于43°的设置角时，在中心处的轴向速度减少大约5，在平均半径处时大约17，在末端时大约为5。作者总结到根据附加的损失，因此在压缩机其余部分上具有小的或没有影响。然而他们指出，这种结论不包括通过导叶片和转子失速特性或可能的级间效应引起的损失影响。发动机试验展示了一个重要的级间效应。在图7.16上表示了当导叶片处于完全开放位置和30°闭合时的前四级性能。在开放位置处存在有失速滞后的明显迹象。强调了这些数据点是从沿着发动机的运行线获得。循环

21、右侧的数据点是在加速过程中获得；左侧的数据点是在发动机减速过程中获得。对于表示处于转速范围的压缩机报道的明显双倍值的性能可归结于失速滞后。30°闭合的导叶片使得在压缩机性能上产生了明显的变化。在压缩机特性线图上，性能和失速特性将被表示成低流速的改变；沿着发动机运行线，失速特性将被表示成作为由这幅图提示的，转变到低转速情况。在导叶片处于开放位置时发动机加速具有的困难也是明显来自图7.16。在导叶片处于开放位置时低的压缩机效率使得对于涡轮使用更多的扭矩驱动效率差的压缩机是必须的，这允许较少的扭矩有效用于加速。 在Dobson和Wallner(1954)文献中报道导叶片处于闭合时发动机加速

22、的改进。在这个参考资料上报道的试验内，发动机的加速在燃料流量处于从60到100转速范围内的稳态值时产生系统性的增加。在每一个转速时，燃料的峰值直到遭遇喘振才逐渐增加。试验介绍了导叶片处于打开状态或30°闭合的情况。在导叶片打开时，245rpmsec的加速比在遇到压缩机喘振之前获得。这是在燃料消耗率高于稳态值80的情况下获得。在30°的导叶片闭合时，380rpmsec的加速比在压缩机喘振之前获得。这是在燃料消耗率3倍于稳态燃料流量的情况下获得。在这种实例内的变化进口导叶片的使用引起在允许发动机加速比增加到大约55时的压缩机喘振线上的物理变化。离心压缩机变化的进口导叶片已用于离

23、心压缩机的有关排风机中(Stepanoff，1961)，用于气体涡轮机的有关电力产生(Shouman和Anderson，1964)，以及用于气体涡轮机的有关自动驱动(Sheridan等人，1974；Pampreen，1976)。原理的使用是有关功率调整，而对于喘振线的消除不是必须的。然而，试验数据表示明显的改变可能是在离心压缩机喘振线的进口预旋情况下构成。对于离心压缩机，导叶片放置在压缩机进口的径向和轴向位置。在径向结构中，叶片安装在径向进口管道的平行壁面之间；离开叶片的流量然后通过90°弯曲进入轴向叶轮。轴向结构位于转子前面的通用位置。这些结构都在Shouman和Anderson(

24、1964)文献和Sheridan等人(1974)文献中研究过。在Sheridan等人(1974)文献中，轴向位置证实了对于压缩机性能效率1到3百分点附近会比较好。在Shouman和Anderson(1964)文献中，报道了没有性能差异。在Pampreen(1976)文献中介绍的数据表示喘振线在正负预旋时改变。正预旋是在有关功率调制的低压缩机转速时研究；负预旋是在有关功率增大的100转速时研究。压缩机性能上负预旋的影响在图7.17上显示了有关VIGV角度值从0变化到60°。当速度从50增加到70时，在喘振线上存在有逐渐变大的改变。在喘振点处，流量具有大约5的增加，而压比具有大约3.5的

25、增加。尽管对于其他转速没有数据有效，这种结果将意味着喘振线的改变正确。7.4 其他研究在喘振线上也具有其他改变的方法。这对于轴流压缩机包括变化的定子和转速叶片重新交错排列，对于离心压缩机包括了变化的扩压器和在导流轮上进口角度的变化量，射流的使用是模拟进口预旋，以及进口阻塞的使用。当叶栅的简单调整能重新布置到喘振线的位置，这通常是为了最佳化性能或理想的运行流动范围而不是影响作为在Fisher(1988)文献中排气方法获得的自由喘振范围上的主要增量。扩压器和转子变化叶栅变化效应的主体将会局限到离心压缩机的结果中。轴流压缩机定子叶栅安装角在存在起始失速上改变的效应将在第二章对Ludwig等人(197

26、6)文献中实验结果进行讨论。当转子重新交错排列时喘振线重新配置的效应不是异常的，但是这看上去是没有公布的参考资料。 变形径向扩压器叶片的影响显示在Rodgers(1968)文献中。叶片固定在轴颈处，并且在叶片的每一侧具有间隙到叶片间的余隙比为0.9。具有四个不同喉部面积的结论显示在图7.19上。对于喉部面积上6.25:1改变的情况，在径向叶轮工作系数上具有渐进地增加。这在图7.20上表示。当流量减少时，具有进口二次循环的迹象，这能解决有关作为由作者指出的恒定转子出口偏移角情况时在轮盘摩擦和滑移系数上一样的增量。在间隙上的增量引起在节流上的增加，在6点效率上的减少，以及18设计转速喘振流量上的减

27、少。在喘振流量上的减少能归结于在喘振时吸力面加载的半无叶片空间上的消除。当在半无叶片空间上的叶片吸力面在初始喘振点开始失速时，间隙担当排气孔并且使失速与喘振减速到低流量状况。这将检索到叶片上的气动载荷在这个区域发生；叶片的其余部分作为通过扩压器执行。改变喘振的另一个方法是通过诱导带有射流的预旋。这在Rodgers(1968)文献中提到了采用Laskin和Kofskey(1947)文献中的实验数据。在这个参考资料中，射流被引进到混合流动叶轮中导致了20°的正预旋。为了完成这些，从压缩机的排风口排风，并且有关到转子入口的射流喷射进行了再循环的流动。这个结果显示在图7.22上，这表示了当一

28、定数量的再循环气体增加时在喘振流量上的减少。扩压器和导流轮转换系统研究的结论在Klassen(1975)文献中报道过。扩压器和导流轮在叶片安装角等于75，100和125设计的喉部面积时进行测试。几何形状显示在图7.23和7.24上。试验结果显示在图7.25a到7.25i上。从最大到最小的扩压器喉部面积，在每个导流轮喉部面积上获得95转速喘振流量上的38减少量。为了将这些结果应用到变化扩压器几何形状上来获得较宽范围自由喘振运行时，考虑必须假设间距的效应。这些结果在压缩机构造之间的叶片响应而不是在如同Rodgers(1968)文献中枢轴之上的变化叶片间获得。在回转叶片的情况时，喘振流动的减少量与扩

29、压器喉部面积减少量的比例是0.91；关于Klassen(1975)文献的结果。15个百分点的差异可能归结于在文献Rodgers(1968)中论证的间距影响。作为在图7.24中描述的反逆作用效应提供了变化的结果。首先在95转速时，导流轮的进口叶片角度变化在每个扩压器设置角的喘振流量值上没有或事实上没有影响。这意味着扩压器控制喘振。一些变化发生在如同在每个扩压器设置角上导流轮喉部从75增加到100时的60到80转速情况中。节流流量在有关作为导流轮喉部面积从75增加到100时的每个扩压器设置角情况下，可从10增加到12。当导流轮喉部面积在最大扩压器喉部面积时增加到125时，节流流量增加其余的7。当导

30、流轮喉部面积从75增加到100，然后在125导流轮喉部面积时保持不变时，稳态流动范围(节流喘振)的幅值增加接近60。作为节流百分比进行无量纲计算时，对于75导流轮喉部面积情况，测程大约为25并且不依赖于扩压器的喉部面积。对于两个较高的导流轮喉部面积， 75扩压器喉部面积情况，测程大约为42，而其他两个扩压器喉部面积时大约为35。这些结果表示在压缩机发展研究导流轮和扩压器叶片角度变化导致获得最大测程的措施上具有一定的价值。这些结果和Rodgers(1968)文献中结论同样表示了喘振线如何通过径向扩压器在喘振由扩压器控制的转速情况下被控制。Rodgers(1968)文献中喉部面积的减少量足够低以至

31、于也能遭遇到转子失速。入口阻滞有时简化进口阻塞试图改变喘振线。这种的实例在Lucas等人(1954)文献中报道过。在具有固定进口导叶片的15级轴流压缩机上12和28末端阻塞以及21中心阻塞情况构成了这种尝试。阻塞是压缩机进口面积的百分比并且是位于进口导叶片进口面的环面阻塞。试验结果表示只有末端阻塞引起性能的损耗。中心获得预定喘振线的改变，并且结果显示在图7.26上。实线表示没有阻塞的性能(由挡板产生)。短划线表示具有阻塞的性能。最清晰的变化出现在50和65的转速情况。喘振线的流量在50转速时减少大于22，在65转速时为28。在75转速时减少量为46，并且在80转速时减少量为49。在这两种转速情

32、况下的喘振线流量的减少量是从稳态流动到旋转失速的这两种转速下阻塞效应和运行转换效应的混合。 作者把喘振线看作是失速极限线。在这个报告中，提及了在65转速时旋转失速出现在直到喘振的所有流动情况。因此在这个报告中的失速极限线为喘振线。这产生了性能极限线识别的问题。如果已经遇到喘振，将称之为喘振线。在Jones(1970)文献中，极限是明显地确定为失速起始点。“失速谱线”标志符的使用需要在压缩机特性线图介绍中已明确定义。对于这种澄清看上去与轴流压缩机特性线图有特别的联系。套管处理-关于改变轴流压缩机喘振与失速曲线的最强的研究方法之一是套管的处理。这在如同Giffin和Smith(1966)，Koch

33、和Smith(1968a-c)以及Koch(1969和1970)文献中报道的边界层鼓风和排气情况下的一系列试验来起动。在低中心末端比的风扇和轴流压缩机中通过转子的末端转速使得旋转失速领先是正常的。感觉抑制转子末端失速将提供了起始旋转失速的滞后，并且因此增加了运行的范围。末端失速假设为通过铸造边界层也就是根据扩压因子在叶片末端的载荷的影响。鼓风和排气方式是在加强或消除套管边界层的希望下进行研究，并且通过这种方式影响在自由失速范围的增量。当其关掉时，在套管内仅存在的鼓风和排气管道足够引起喘振线明显地改变。在均匀的进口流动和变形的流动情况下是真实的。这个试验系列的结果是探测多种套管空腔结构的顺序改进

34、型研究且发现了最佳外形结构在压缩机效率上没有或最小影响时提供较宽的自由失速范围。当长宽比增加时，有关这种活动性的动冲量是自由失速范围的失效。狭窄而且高的展弦比的叶片在多级轴流压缩机中优先减少宽度应归于压缩机的长度。因为大约航空器的一半重力是燃料和发动机的联合重力，推力与重力比在人为标称的航空器上为重要的参数。发动机越大，更多的结构需要由航空器来支持。在试验中使用的排气和鼓风试验以及转子的设计特征都已报道在Giffin和Smith(1966)，Koch和Smith(1968a-c)以及Koch(1969和1970)文献中。转子设计的相关长宽比为0.4，末端相对马赫数为1.2，并且末端的扩压因子为

35、0.45。局部范围的挡板设置40是根据转子末端有关航空动力学稳定性决定的位置。由于这点，发现旋转失速不是由末端失速而是由在挡板位置引起的失速促成的。规划的初始意图是研究有关通过套管边界层的控制来扩大量程的可能性。由于挡板控制失速，规划调整在进口流动变形时的范围延展；在变形时，失速将在末端发生。在均匀进口条件以及末端径向和周向变形模式下引入试验。鼓风结构显示在图7.27上。其包括了三排收缩面积的圆形通道。其中两排在叶片前缘的前面进行排风；第三排在转子末端上排风。喷口确定处于周向方向上角度为20°的地方，并且校准了给予的30°相反涡旋。喷口的设计设计条件是在相对气流角将近似产生

36、设计冲角时以至于气流将在转子上撞击。排气机构显示在图7.28上。其包括了在转子旋转方向上20°倾斜的多孔通道的集合。这些蜂窝在叶片前缘的前面阻塞。开放式单元从叶片前缘的正后方延伸到叶片后缘的正后方。在蜂窝孔阻塞情况下，流通面积计算处通过了4的转子质量流量。在实心套管和均匀进口条件情况下，转子的性能显示在图7.29上。失速谱线可定义为首先探测到旋转失速的点的轨迹。当在旋转失速状态下运行时，转子的性能由实心符号表示。在90，100和110转速时，突变失速被标出；而在50和70时，表示为渐进失速。半阴影符号表示在节流开放情况下的失速恢复点。在所有转速下具有明显的滞后迹象。在实心套管和末端径

37、向变形模式下的转子性能显示在图7.30上。变形屏栅覆盖了环面区域外部的40。变形参数P(max)-P(min) P(max)在接近失速点的设计转速情况为0.18。这种模式明显减少了转子的运行范围。不仅存在有向右边有效改变的失速谱线，而且甚至在70转速时也存在有突变失速。 在实心套管和周向变形模式下的转子性能显示在图7.31上。变形屏栅覆盖了90°的扇形并且具有的变形参数为0.2。这种模式通过改变失速谱线到低流量处来实际地增加运行范围。突变失速显示在90和70的转速情况下，并且实质上不存在有滞后。然而，在转子效率上的减少量是明显强于在径向变形屏栅上的。这种情况显著地反映在压比的特性上。

38、在100转速时的压比水平应等于在90转速没有变形时的压比水平。在鼓风插入套管的转子性能在图7.32上显示了有关均匀的进口流动。试验结果表示在有关固体机壳鼓风插入机构的简单转换下到较低流量时失速谱线的改变。最佳鼓风质量流量的介绍仅使得到低失速流动产生较小的减少。在机壳机构变化的情况下，失速模型的特性不变化。在90和100转速时依然存在有突变失速，而在70转速时具有渐进失速，并且滞后依然存在于所有的转速中。在排风插入套管的转子性能在图7.33上显示了有关均匀的进口流动。试验结果表示在这种铸造处理或者具有或者没有排气流动情况下小的或没有改变的失速谱线。实际上，在排气流动作用下失速谱线流动的情况中具有

39、少量的增加。突变失速仍然出现在两个较高的转速下，而渐进失速出现在70的转速下，并且滞后依然存在于所有的转速中。在径向变形和鼓风插入套管的转子性能显示在图7.34上。当在相同的进口情况时，到零流量较低流动的失速谱线具有一定的改变。不像具有均匀进口条件的实例一样，在激活鼓风气流情况下到较低流量时也具有明显改变的失速谱线。同时也注明在激活鼓风流动情况下，失速模式从突变失速转变到渐进失速。在径向变形和排风插入套管的转子性能显示在图7.35上。在相同的进口条件下与实例不同，到零排风流量的较低流动时失速谱线具有一些改变。当激活排风时，在低流量的70和100转速而不是90转速时具有改变。排风同时增加效率大约

40、3到5个百分点。在周向变形和鼓风插入套管的转子性能显示在图7.36上。在相同进口条件下与实例不同，到较低流量时在失速谱线上存在有非常大的改变。最佳的鼓风流动 在这种变形模式下的失速谱线位移上比在统一进口条件下的实例中有较大的影响。同时也注明类似于径向变形模式，失速特征在鼓风流动激活情况下从突变到渐进进行。然而，滞后仍然盛行。在周向变形和排风插入套管的转子性能显示在图7.37上。在相同进口条件而不是类似与径向变形的实例时，再次与实例不同，在有和没有排风流动时失速谱线上存在有明显的改变。然而不像径向变形，在激活排风流动时效率上具有少量的或没有改变。不像排风的结果，在有或没有排风流动时都具有突变失速

41、。类似于鼓风的例子，在有和无排风时滞后都普遍。总之，到低流量附近仅存在的有关径向和周向变形的套管处理的失速谱线上具有明显地改变。鼓风和排风提供了额外的流动减少；然而鼓风比排风要更加有效。在相同的进口条件下，只存在的鼓风插入结构提供了失速谱线到低流量时的明显改变；通过激活鼓风和排风具有较小的或没有改变。另外深入研究在失速边缘上多孔套管的修改影响在NASA中执行，并且结果在Bailey和Voit(1970)文献中报道。在这之后的四种不同类型的套管处理：多孔金属片，整流栅，沟槽和裂缝情况下引入了新的试验顺序。套管处理的几何形状都列在表71中。套管处理的图纸和图片都在图7.38到7.43上展示。这些试

42、验(图7.44)中使用的转子具有1380fps的末端转速和设计末端的扩压因子为0.47。减震器放置在从转子末端的叶片间距位置的43处。详细的设计和性能在Ball等人(1971)文献中报道过。套管处理的性能在Osborn等人(1971)文献中报道过。在这些试验中，热膜风速表用来探测旋转失速的存在；其放置在上游转子的末端位于从叶片前缘的转子末端弦长的53位置。这些试验是重要的是因为其识别了套管的几何形状对改变失速谱线最有影响。详细的失速单元结构没有给出，在试验结果中也没有表示喘振。在100转速下的结果概要显示在表72上。根据失速限度改变和最大效率在实体套管情况下的性能构成了比较。失速限度的改变是基

43、于自实体套管失速谱线的失速限度上的改变。在相同进口条件和末端径向变形的情况下显示了有关结果。单穿孔的套管在相同进口条件下的失速谱线上构成较少的或没有改变。没有数据点被认为是径向变形。蜂窝状的套管表示了有关均匀和径向变形的进口条件下失速限度的改进。失速限度通过在相同进口条件下单元深度的减少而较小的改变，但是效率却明显受到影响。没有数据采用有关在浅啮合状况下的套管进口变形情况。环向沟槽在均匀和径向变形进口条件下提供了失速限度的增加如同在最大效率上的增加一样。这是重要的结果由于其是最小花费的处理但能在正常系列的发动机中应用。具有轴向缝隙的套管在数据点能在100转速时获取之前遭到损坏。然而在90转速时

44、，在失速限度的效率损失上具有一定的增加。敞口的斜槽在均匀且径向变形进口条件下的失速限度上提供了最大的增量。转子效率在均匀进口下降，但在变形进口上升。闭合的沟槽消除了在失速限度上获得大约25的增益。长的叶片安装角沟槽在相同进口条件时提供少许在失速谱线改变上稍微的负值变化，并且效率至少有7点低于实心套管的情况。然而在末端径向变形时，在失速容限上具有明显的增加。当沟槽开向燃烧室时，实际上并没有遇到失速。在叶片安装角沟槽下最好的结果可在短沟槽时获得。这种结构提供了最佳的全部结果。在相同进口条件下，在失速极限上的增量仅次于斜槽的情况，并且差异仅为3个百分点。效率仅次于在环向凹槽下获得的效率，并且差异仅为

45、1个百分点。在径向变形的进口条件下，提供了最高的效率。对于不是叶片安装角沟槽结构在失速容限增加量为第三。最佳结果的概要列在表73中。在100，90和70转速时展示了其性能。在实心套管情况下的转子性能绘制在图7.45中。在蜂窝状套管情况下的性能表示在图7.46上。在环向沟槽情况下的性能显示在图7.47上。在斜槽套管情况下的性能在图7.48中显示了有关沟槽开向燃烧室的结构。在叶片安装角沟槽具有开向燃烧室的深且长的结构情况下的性能表示在图7.49上；其出现表示了在末端径向变形情况下失速容限上的有效的增加。在短的叶片安装角沟槽下的性能显示在图7.50上。失速谱线的综述在图7.51上显示了有关相同进口以

46、及末端径向变形的情况。有限数量的性能在环向变形情况下获得，并且结果显示在图7.52上。具有闭合沟槽的斜槽套管给出了19.7的失速容限增量和0.622的最大效率。环向凹槽结构给出了10.7的失速容限增量和0.671的最大效率。对于这两种结构，性能明显大于在末端径向变形的情况。在上述图形中存在性能是基于固定的测试仪器。后来，采用测量探针的数据来研究关于套管处理影响转子性能的顺翼展方向的深度。根据Moore等人(1971)文献中基于质量平均参数的明显综述图形显示在图7.53上。三种较好的执行处理表示了当在实心套管情况下设计转速特性的自然扩张时，在失速流动上的减少量看上去可获得。测量数据表示气体热力学

47、参数(压比,温升,效率等)径向变形由存在的末端处理是未改变的。在图7.53显示的具有三种最佳实施结构的失速重力流量的减少量的分布上存在小的变化。在蜂窝状套管情况下的结果已经变化。在Osborn等人(1971)文献中，单元定向排列在径向方向，并且结果显示在表72中。在Koch(1970)文献中，单元调准到70°的径向。处于相同流量时，在设计转速失速流动情况下只具有2的减少量。处于径向变形时，在失速流动上存在有7的减少量。在Oscarson和Wright(1970)文献中有关70°的斜蜂窝状套管情况时记录了失速流动中的较大减少量，并且结果列在表74中。在失速流动以及效率上具有明

48、显的减少量。相同类型的套管在Harley等人(1971)文献中使用过；对于径向变形情况，在失速流动上存在有7的减少量，在95设计转速时效率上有7点的缩减。必须注明，在Oscarson和Wright(1970)文献和Harley等人(1971)文献内的压缩机是复合级的情况。超过这点的套管处理成为环向凹槽和沟槽的中心。尽管初期末端处理试验的末端是发现将延迟转子末端失速并且因此扩展压缩机自由失速范围的几何结构，必须理解范围扩大只发生在转子初始失速的部分压缩机特性线图上。原则上转子将在低转速时起动失速，并且定子应该在接近和高于设计转速时开始。在Oscarson和Wright(1970)文献中报道的试验

49、使用压缩机的结果在利用蜂窝状的处理时给出从70到100转速下的扩大量程。显然在这个设计中，对于完整的线图情况转子起动失速。没有一个实例有关在Harley等人(1972)文献中报道用于测试的压缩机。在转子和定子叶片上热膜探针和应变片被用来决定失速活动。热膜探针在失速与喘振过程中决定了失速的起始并记录了其活动。应变片的数据用于决定叶栅是造成失速的原因。如果是由转子负责，在转子叶片上的振动应力首先升高，随后的是定子叶片上的应力。如果是定子负责，定子叶片和转子叶片上的应力同时升高。实验结果表示转子负责从65到90转速的失速，而定子在设计转速下负责。示波器的数据表示喘振在旋转失速起始之后不久发生。只有在

50、80转速末端处理与末端径向变形的情况和在95转速实心套管与末端径向变形的情况是稳态旋转失速遇到的。使用的末端处理接近类似于在图7.42中表示的斜槽。只存在适度量程的自由失速范围。关于相同进口条件，末端径向变形和环向变形的结果分别显示在表75，76和77中。在相同进口条件下，末端处理恶化了在95和100转速下失速容限和效率上减少量的性能。在性能上的唯一的正效应发生在80转速时失速容限上具有少量增加的情况。在末端径向变形(表76)时，末端处理覆盖了大约有关实心套管上获得的失速容限内一半的损失。在失速容限上有效的增益构成了存在的环向变形(表77)，并且当转速减少时增益增加。由于转子在低于95转速时起

51、动失速，这将期望被获得。在失速容限上最重要的增益构成了存在的中心径向变形。结果列在表78上。失速容限在这种模式下增加大约8个百分点，而末端处理增加其他的10个百分点。总的来说，在这个末端处理和这一级的结果比有关在Osborn等人(1971)文献中转子的表示结果更加贫乏。关于这种差异的一个理由可能是在级的试验时定子的影响。另一个可能是在转子设计点方法上存在的差异。Harley等人(1972)文献内的转子具有1000fps的设计末端转速。在这个设计点时，扩压因子为0.55；在设计转速的失速点时，其上升为0.63。Osborn等人(1971)文献内的转子具有1380fps的设计末端转速。在这个设计点

52、时，扩压因子为0.47；在设计转速的失速点时，其上升为0.70。如果末端处理假设通过改进末端的气动状态来增加失速容限，看上去在帮助叶片具有更高载荷(DF0.55)时已受到损坏，并且当末端叶片在低设计载荷时提供了实质的帮组。遗漏的影响是套管壁面的气动状态。鼓风和排风结构导致了套管处理最初是打算改进可能导致末端失速的壁面结构。不仅Osborn等人(1971)文献而且Harley等人(1972)文献没有出现壁面的气动状态。这可能比在设计的扩压因子上少量差异对结果更加有影响。在Prince等人(1974)文献中出现的试验结果表示了失速容限增益可能涉及到壁面边界层上动量损失的减少量，并且涉及到在叶片附近

53、上的负荷能力的增加量。失速容限增益由这种参考文献上三种末端处理构成。环向凹槽在级失速容限上提供了5.5的增加量。具有挡板的轴向沟槽在中间弦长部分产生15.3的增加量。叶片安装角的沟槽在沟槽宽度等于1.7倍的叶片末端最大厚度时能产生15.0的增加量。在叶片表面上的测压孔提供了叶片载荷的试验测量值。这种测压孔是位于从转子末端2.8，8.3和16.7的位置。在这些位置具有实心套管的叶片载荷在图7.54上显示了有关三种不同的节流点。这幅图联合末端处理在相同的节流设置下为了比较而使得这些图进行叠加。另外，在末端处理情况下的失速点载荷与在实心壁面情况下的失速点载荷进行了比较。因此在115的节流设置处的载荷

54、用于比较和在失速点时相同流量系数下的载荷。在出现环向凹槽时获得的叶片载荷显示在图7.55上。在失速之前，安装叶片能保持的载荷比在实心壁面上测得的要高。在失速时，载荷和在实心壁面失速时测得的一样。在载荷上的增量产生了作为超过叶片后段压力面静压力的增加。载荷增量在最高的末端位置处最大，而在远离末端的叶片位置处消失。在出现轴向斜槽时获得的叶片载荷显示在图7.56上。在这幅图上，载荷仅表示了有关最接近和远离转子末端的测量位置。这些结果表示了与压力面静压力增加联合的叶片载荷的明显增加，超过了在实心壁面情况的结果。在给定的沟槽情况下，叶片的通道逐渐增大了到这些图形中出现作为压力面载荷的沟槽尾部的静压力。作

55、者指出凹处的压力必须脱离从正向沟槽末端的泄漏使得允许压力系数超过1.0的值。在1.0以上的值意味着局部静压大于进口的相对总压。如果存在归结于在正向沟槽末端变为对流情况的叶片前缘的局部增加，那么这能发生。在失速点载荷图上的双倍峰值可能是当叶片忽略了沟槽末端时，通过不同中间沟槽然后在压力上新积累开始的结果。这幅图表示在叶片载荷持续下降到16.7的跨距位置处末端处理的影响。在出现叶片安装角的沟槽时获得的叶片载荷显示在图7.57上。这些结果类似于轴向沟槽显示的那些情况，尽管压力面上静压力稍微降低。末端处理的影响没有作为在16.7跨距位置的情况强。在末端的失速点载荷没有双倍的峰值，但是存在有不连续性。注

56、明了两种结构在失速容限内提供了最大的增益，而且最多的影响了叶片载荷。力学的重要性存在于从叶片尾部到叶片正向边缘的套管静压力场的联络上。然而末端的测量表示套管边界层的特性也受到影响。边界层的图形也显示在图7.58上。在转子进口和出口的套管上存在有流速分布图。实线表示了基准1/7次方的分布图。在失速时，关于轴向和叶片安装角的沟槽在比较由实心套管的出口剖面构成时转子出口测量的动量损失上存在有明显的减少。在环向凹槽结构情况下出口流速分布图上存在有适度的改进。这些图形表示在失速容限上的最大增益是在提供比在实体壁面上获得的更高的高能出口边界层的套管结构情况下获得。这些结果表示有关失速容限增强的两种可能的机

57、构。其中一个是在叶栅上轴向联络的静压力场，而另一个是增能的套管壁面边界层。没有证据用来表示有关排除或削弱叶片的尾迹。由作者构成的设想但没有成功。然而，具有实心套管的叶片后缘上存在有叶片分离的证据，并且在末端处理情况下去除了这种分离。在图7.56和7.57失速时以及接近末端的载荷上显示了有关的比较，当由接近于叶片边缘压力系数曲线的扁率表示实心套管情况时到吸力面压力增量上具有明确的中断。与之相反的是，在两种沟槽结构的情况下存在有持续的压力增量。这些结果表示了去除或至少减弱有关失速容限增益影响的叶片分离。因此在这些试验中，根据双方的叶片失速减少量和根据套管边界层的增能出现了到失速容限增益的相互影响。

58、在沟槽内的流量运动配备了机械装置可获得这些结果。在沟槽通道中流动机制的确证在Takata和Tsukuda(1975)文献中表示。在这个起始条件下，Osborn等人(1971)文献内表示末端处理的试验在日本进行了重复。另外，斜槽也在反方向歪斜情况下进行测试。然而斜向的反转在失速容限上引起明显的损耗。这个实验在低转速的压缩机试验台上发生，并且性能特性在图7.59上显示了有关不同末端处理。类似于NASA的结果，在失速容限上的最大增益是在斜向和轴向沟槽情况下获得。然而与NASA结果相比，环向凹槽和短的叶片安装角沟槽结构实施非常差。失速容限改变的归纳列在表79中。热线测量是在转子末端出口和套管结构的通道内进行。转子末端结果表示在转子出口具有在失速容限时提供最大增益的结构的情况下出现非常少的紊流，并且在恶化失速容限(反向的斜槽)的结构情况下提供了非常高级别的紊流。通道数据表示