2024年5月17日发(作者：谌璟)
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第１ ７卷 第１期
２００２年
航空动力学报
Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｐｏｗｅｒ
Ｖｏ１．１ ７＼Ｏ．１
１月
Ｊａｎ． ２００２
文章编号：１０００ ８０５５（２００２）Ｏ１ ０１６ Ｏ７
多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望
第二部分可控扩散叶型的实验与数值模拟
王会社．钟兢军，王仲奇
（哈尔滨工业大学能源学院，黑龙江哈尔滨１５０００１）
摘要：目前，大量的可控扩散叶型（ＣＤＡ）已设计应用于多级轴流压气机中。通过亚音、跨音叶栅实验，证明了
在可比的气动设计条件下，ＣＤＡ叶栅可以达到更高的临界马赫数、更大的冲角范围和更高的负荷。通过单级
或多级测试，ＣＤＡ提供了更高的效率、更高的负荷、且易于进行级间匹配，并最终减少研发费用，提高喘振裕
度；由于ＣＤＡ叶型具有增厚的前缘和尾缘，这为压气机寿命的提高提供了保证。
关键词：压气机；可控扩散叶型；叶栅实验
文献标识码：Ａ 中图分类号：Ｖ２３
Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｆｆｆｕｓｉｏｎ Ａｊｒｆ０ｊＩｓ
ｆｏｒ Ｍｕｌ ｔｉｓｔａｇｅ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ
Ｐａｒｔ ２ Ｔｅｓｔ ａｎｄ Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ
ｏｆ ＣｏｎｔｒｏｌＩｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｊｒｆｏｊｌｓ
ＷＡＮＧ Ｈｕｉ—ｓｈｅ，ＺＨｏＮＧ Ｊｉｎｇ—ｊｕｎ，ＷＡＮＧ Ｚｈｏｎｇ－ｑｉ
（Ｈａｒｂｉｎ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｈａｒｂｉｎ １ ５０００１，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａ ｓｅｒｉｅｓ ｏｆ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｉｒｆｏｉｌｓ（ＣＤＡ）ｈａｓ ｂｅｅｎ ｄｅｖｅｌｏｐｅｄ ｆｏｒ ｍｕｈｉ—
ｓｔａｇｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ．Ｔｈｅｓｅ ａｉｒｆｏｉｌｓ ａｒｅ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ａｎａｌｙｔｉｃａｌｌｙ ｔｏ ｂｅ ｓｈｏｃｋ ｆｒｅｅ ａｔ ｔｒａｎｓｏｎｉｃ
Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒｓ ａｎｄ ｔｏ ａｖｏｉｄ ｔｈｅ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｓｕｃｔｉｏｎ ｓｕｒｆａｃｅ ｂｏｕｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒ ｆｏｒ ａ ｒａｎｇｅ ｏｆ ｉｎ—
ｌｅｔ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ ｎｅｃｅｓｓａｒｙ ｆｏｒ ｓｔａｂｌｅ ｃｏｎｌｐｒｅｓｓｏｒ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ．Ｆｒｏｍ ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｉｎ ｔｈｅ ｃａｓｃａｄｅ ｔｅｓｔｉｎｇ，ｉｔ
ｈａｓ ｂｅｅｎ ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅｄ ｔｈａｔ ＣＤＡ ｈａｓ ｈｉｇｈｅｒ ｃｒｉｔｉｃａｌ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ，ｈｉｇｈｅｒ ｉｎｃｉｄｅｎｃｅ ｒａｎｇｅ，ａｎｄ
ｈｉｇｈｅｒ ｌｏａｄｉｎｇ ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ ｔｈａｎ ｓｔａｎｄａｒｄ ｓｅｒｍｓ ａｉｒｆｏｉｌｓ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｆｏｒ ｅｑｕｉｖａｌｅｎｔ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｒｅｑｕｉｒｅ—
ｍｅｎｔｓ．Ｂｙ ｕｓｉｎｇ ｔｈｅｓｅ ａｉｒｆｏｉｌｓ ｉｎ ｓｉｎｇｌｅ ａｎｄ ｍｕｌｔｉｓｔａｇｅ ｒｉｇ ｔｅｓｔｉｎｇ，ｔｈｅ ｈｉｇｈ ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ，ｔｈｅ ｈｉｇｈ
ｌｏａｄｉｎｇ ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ ａｎｄ ｇｏｏｄ ｓｔａｇｅ ｍａｔｃｈｉｎｇ ｃａｎ ｂｅ ｏｂｔａｉｎｅｄ，ｔｈｅ ｃｏｓｔｓ ｃａｎ ｂｅ ｒｅｄｕｃｅｄ ａｎｄ ｔｈｅ
ｓｕｒｇｅ ｍａｒｇｉｎ ｃａｎ ｂｅ ｉｍｐｒｏｖｅｄ．Ｔｈｅ ＣＤＡ ｐｒｏｆｉｌｅ ｓｈａｐｅｓ ｔｅｎｄ ｔＯ ｈａｖｅ ｔｈｉｃｋｅｒ ｌｅａｄｉｎｇ ａｎｄ ｔｒａｉｌｉｎｇ
ｅｄｇｅｓ ｔｈａｎ ｔｈｅ ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ ｓｔａｎｄａｒｄ ｓｅｒｍｓ ｐｒｏｆｉｌｅｓ，ｗｈｉｃｈ ｌｅａｄ ｔＯ ｔｈｅ ｉｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔ ｏｆ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ
ｄｕｒａｂｉｉｌｔｙ．
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒｓ；Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｉｒｆｏｉｌｓ；ｃａｓｃａｄｅ ｔｅｓｔｉｎｇ
引 言
ＣＤＡ是专门针对亚音、跨音叶栅设计和优化
收稿日期 ２０００－－１ ２—２１；修订日期：２００１—０ ３—１ ６
的，通过控制叶片吸力面扩压因子，在叶片的整个
运行范围内可以避免附面层分离 对跨音速应用，
从超音到亚音时，叶片表面速度可以平滑过渡而
基金项目
国家自然科学基金资助项目（５００７６００§）｝９７３项目（Ｇ１ ９９９０９２３０７）
国家教育部全国优秀博士学位论文作者专项基金资助项目（１ ９９９３２）
作者简介
王告杜（１９７４－－），男．喑尔滨工业大学能源学院博士生．
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第１期 王会社等：多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望（第二部分）
不产生激波。
那么当进气角从４０。到４３．４。到４６。再到４８。时，则
再附点的位置从位于ｌ
可以忽略。
到３０ 到４０ 再到
４６ 弦长处。在再附点下游，垂直壁面的速度分量
通过对大量ＣＤＡ叶栅的实验研究，证明了
ＣＤＡ的以下优点：在推荐马赫数下损失降低、冲
角范围增加、负荷量增加、增厚叶片的前缘和尾
缘，叶片性能不降低。这些优点可被用来实现高效
率、更少的压气机级、更高的稳定性、耐用眭和更
少的研发费用。
２ ＣＤＡ亚音研究
Ｓａｎｇｅｒｌｌ 通过对双圆弧叶型（ＮＡＳＡ ＤＣＡ４）
进行优化设计ＣＤＡ。如图１¨ 给出了ＣＤＡ．
ＮＡＣＡ ６５与ＤＣＡ叶型的对照图。经过对该ＣＤＡ
的初步研究，发现该叶型损失低于ＤｃＡ，且在大
冲角下不分离。随后Ｓａｎｇｅｒ引，Ｅｌａｚａｒ ］，Ｈｏ ］，
Ｓｈｒｅｅｖｅ［ ，Ｈｏｂｓｏｎ［ ¨］，Ｓａｎｚ一“ 和Ｂｒｅｕｇｅｌｍａｎｓ［”・
等人分别对该ＣＤＡ进行了实验和数值研究
２．１不同冲角下的测量
为了研究吸力面的粘性流，Ｅｌａｚａｒ等人ｎ－用
ＬＤＶ在３组冲角（进气角为４Ｏ。，４３．４。，４６。）下测
量了Ｓａｎｇｅｒ 的ＣＤＡ叶型，实验马赫数为０．２５，
＆为７×１０ 。Ｈｏｂｓｏｎ等人 在进口扰流的情况
下，用ＬＤＶ测量了８。冲角（４８。进气角）下粘性流
在ＣＤＡ压气机平面叶栅中的发展。实验结果显
示，随着冲角增加，吸力面上附面层在整个叶栅流
道都为附着流，其厚度可达到整个叶栅通道的
２Ｏ 以上（４６。和４８。进气角），叶栅损失达到最小
损失的３～４倍。当冲角增加时，吸力面上层流分
离再附点向下游移动，压力面发生自然转捩，且这
种转捩随着冲角的增加变化较小。与ＤＣＡ实验
结果 对照，ＣＤＡ可使吸力面的分离消失。
ｃ＝二＝＝二二＝＝＝＝＝＝
可控扩散叶型
＝＝＝二二二二＝＝＝
ＮＡＣＡ ６５叶型
＝＝＝二二二二＝＝＝
双圆孤叶型
图１ ＣＤＡ，ＮＡＣＡ ６５和ＤＣＡ叶型
实验显示，ＣＤＡ吸力面前缘存在分离泡，且
该处垂直叶片表面的速度分量存在负值，这是由
于吸力面前缘的分离泡有再附趋势造成的。如果
认为垂直端壁的负速度分量为０时为完全再附，
蠕
０ ２０ ４０ ６０ ８０ １００
ｃｈｏｒｄ／ｆ％１
０ ０５
崔０．０－２５
０
０ ２０ ４０ ６０ ８０ 】００
ｃｈｏｒｄ／ ）
图３压力面附面层生长过程
图２ｎ 为吸力面附面层厚度 ，ｃ和位移厚度
／ｃ的变化图。从分离泡再附点到尾缘，附面层
厚度和位移厚度增长加快，且附面层厚度的增加
与冲角的增加大致成正比。在４６。冲角下，尾缘处
附面层厚度占到整个叶栅流道的２０ 以上。压力
面附面层以层流开始，通过自然转捩成为湍流，与
吸力面附面层相比，压力面附面层要薄的多，且随
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航空动力学报 第１ ７卷
冲角的变化不明显（图３Ｌ｜ ）。
ｊ０。进气角时．升力下降．这说明流道中已经进入
失速状态。
在站３（５ 弦长处）靠近吸力面处，由于流动
４８。进气角静压系数沿叶型的分布．与小冲角
下相比（进气角４０。，４３．４。，４６。），叶片负荷（压力
面与吸力面压差）增高，并且前移。吸力面压力梯
度在ｌ０～３０ 弦长范围内与小冲角下相比变大．
吸力面压力在大部分区域稳定增加，在尾缘处．压
的分离，对同一点多次测量，测量的速度既有正
值，也有负值，对正负值分别平均，如图５ ］。在前
２０个点，出现了正负速度并存的结果，这说明此
区域存在逆向流动，该区域大约占整个节距的
若 ：，ＩＩ】ｇｕ
力梯度接近于０，这是流动分离的前兆。压力面静
压分布与小冲角区别不明显。
２．２出口流场测量
Ｋｏｙｕｎｃｕ￣ ．Ｄｒｅｏｎ ２ ］．Ｂａｖｄａｒ－ ．Ｓｈｒｅｅｖｅ等
ｌ０ 这种考虑方法更能反映出该处流动的特征，
非定常过程发生的不是速度场的代数平均，而是
流场中是否存在反向流动以及这种反向流动范围
有多大。对数据的总和考虑丢失了所有非定常旋
转流动的信息。
人 用激光测速仪，热线风速仪和五孔探针测量
了该ＣＤＡ叶栅的出口流场。结果发现，非设计工
况下尾缘的分离完全可以避免 在设计尾缘非分
离型叶片时，其几何尺寸应该考虑适应最大的压
力恢复（由于尾迹掺混）和最小的损失
实验显示３个进气角（４０。，４３．４。，４ ６。）下的尾
迹呈现出非轴对称性，距离尾缘越近．非对称性越
强。在２．１５ｄ （ 尾缘直径）测量站测量了４０。和
４３．４。进气角下的逆向流，４Ｏ。时掺混较快 横向速
度在大部分上游地区（２．１５ｄ， ）接近出口速度的
ｌ０ ，在最下游站时基本恒定，该值大约是进口速
度的ｌ 。
２．３失速测量
Ｈｏｂｓｏｎ等人 在基于弦长的Ｒｅ为７×ｌ０
时测量了ｌ０。冲角下ＣＤＡ压气机叶栅中的失速
图５站３平均速度和分速度图
文中对站７（３０ 弦长处）和站ｌ９（１２Ｏ 弦长
处）的测量结果显示，存在更大的逆向流动区域，
几乎达到整个流道的５０ （站７）和６０ （站ｌ ９）。
流场显示结果表明，失速的发生遍布整个叶栅流
道，且是非定常的。ＬＤＶ测量显示，叶片整个吸力
这表明，随着流动发展，分离区逐渐扩大。
面都出现了连续的和间歇的逆向流动，最先测量
到的连续的逆向流动位于叶片前缘分离泡处，间
歇逆向流动的测量结果与流场显示结果一致
图６流道中吸力面的分离泡
图４升力系数随进ｖＩ气流角的变化
图６一 为逆向流动的点线图，表示出了间歇
和连续逆向流动区域。图中给出了已经由流场可
图４ Ｅ 给出了对应于叶片表面压力分布的升
力系数，进１２１气流角为４０。和４３。时由Ｄｒｅｏｎ测
量： ，４８。时由Ａｒｍｓｔｒｏｎｇ测量 ，５Ｏ 时由
视化技术观察到的叶片前缘分离泡，这种状况在
小冲角下是观测不到的，因为小冲角下流动的稳
定性相对要高的多。流动显示证实了两个间歇逆
Ｇａｎａｉｍ Ｒｉｃｋｅｌ和Ｗｉｌｌｉａｍｓ测量 ］。由图可见，在
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第１期 王台社等：多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望（第二部分） １９
向流动区域，如图：一个是前缘分离泡，一个是中
弦处开始的湍流分离。图中还显示出了另外的连
续的层流分离泡，位于前缘和中弦后湍流附面层
３ ＣＤＡ跨音研究
３．１ ＣＤＡ与ＤＣＡ的实验对照
Ｓｔｅｐｈｅｎｓ等人设计了一种ＣＤＡ叶型，在
间歇失速处。虽然间歇分离具有随机性，但是它也
具有一定的重复性，可以通过一些湍流分离的知
识来加以预测。
２．４数值模拟
ＤＦＶＩ Ｒ的跨音速风洞中进行了实验 ，并与相
Ｈｏ等人 通过附面层近似和时间匹配Ｎ Ｓ
两种方法来求解Ｅｌａｚａｒ等人所测ＣＤＡ叶栅 通
过与实验数据进行对照表明，在叶片表面压力分
＼ＤｃＡ ＾
布的计算上，两种方法都表现不错。附面层近似在
设计点给出了较好的结果，但非设计工况的损失
预测显得不够。时间匹配法除了极限正冲角下以
外，在其它冲角下都能很好的预测损失。在正冲角
下，叶片表面马赫数分布计算结果与实验结果除
了尾缘处部分点．符合较好，但在负冲角下所有计
算值都比实验值小大约４～５ ，尤其是在小冲角
下，该情况同样存在于Ｓａｎｇｅｒ等人 的计算中。
在ｌ０ 弦长内的前缘区，计算与实验的差异是由
０— 车ｇ： ０一
前缘分离泡的移位影响造成的，这种情况存在于
ＮＡＳＡ ＣＤＡ的所有实验与计算中，目前还没有合
㈣ ㈣ ㈣
适的修正模型。这种随冲角变化的移位影响说明
在设计点处，前缘存在小的分离泡。由此可以推
断，大的负冲角时，压力面存在长分离泡，大的正
冲角时，吸力面存在长分离泡。
Ｓａｎｚ等人。 。选择５种湍流模型来研究分离
泡的位置和大小，在不同冲角下，解薄层Ｎ Ｓ方
程，通过与Ｅｌａｚａｒ等人所作实验数据的对照发现，
５种湍流模型都不能准确预测再附点位置．但其
结果有一定的合理性。Ｔｓｄｅｐｉｄａｋｌｓ等人 通过数
值模拟研究了叶栅流动中的前缘层流分离和转
捩。对４０。和４６ ｏ进气角下吸力面流向速度分布、
流线等值线、叶片表面压力分布的数值模拟得出，
２方程涡粘湍流模型能够模拟非常简单的附面层
流动中的前缘扰流和分离流转捩；经过修正的 Ｅ
模型可以模拟吸力面前缘层流分离，且分离泡随
冲角的变化趋势与实验所得一致。但是在非设计
工况下，模拟结果的准确性还有待提高。
综上可以看出，ＣＤＡ叶栅在低亚音进气条件
下，可以降低损失，增加可用冲角范围。当冲角为
正时，ＣＤＡ吸力面附面层流动状况较差，前缘存
在的分离泡随冲角增大而变长、变大。压力面附面
层变化相对较小 当冲角增加到ｌ０。时，流道中普
遍发生失速，通过对实验点多次测量，可以得出流
道中的分离细节
３６ ４０ ４４ ４８ ５０
口．
图７损失随进气角的变化关系
同实验条件下的ＤＣＡ叶栅进行了对照。实验显
示．直到进口马赫数达到０．７，两种叶栅损失接
近，但ＣＤＡ的低损失一致保持到０．７８马赫 虽然
ＣＤＡ在马赫数方面获得的收益不是非常明显，但
是ＣＤＡ在冲角上的突破．甚至超过了在马赫数
上所获得的益处（见图７ ）。
３．２ ＣＤＡ与ＮＡＣＡ ６５实验对照
Ｒｅｃｔｈｅｒ等人通过对多级压气机静叶采用
ＣＤＡ（ＳＫＧ ３．６）和ＮＡＣＡ６５叶型进行了实验对
照 。图８ 给出了ＮＡＣＡ ６５与ＳＫＧ ３．６马赫
重
图８叶型马赫数分布对照图
数分布对照图，在吸力面两种分布相似，在压力面
几乎重合。但是在ＮＡＣＡ ６５吸力面，大约４０ 弦
长处有一转折点，从这点一直到尾缘，ＮＡｃＡ ６５
的马赫数高于ＳＫＧ３．６。ＮＡＣＡ ６５叶片上的马赫
数从峰值急速的降到４０％弦长处的值，只能被解
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２０ 航空动力学报 第１７卷
释为有激波产生，这导致ＮＡＣＡ ６５的损失比 人口 在非设计工况下测量了该ＣＤＡ，对ＬＣ（液晶
涂层）测试结果与以前激光测试结果进行了对照。
ＳＫＧ ３．６高。在对气流角的预测上．两种叶栅的
完全不同，ＳＫＧ３．６非常接近设计值３９．９。，而
言５百车工
图１１ ］，图ｌ２［ 给出了转捩和分离随冲角
的发展过程。在吸力面（图１ｌ一 ）当进气角为１３０。
～
ＮＡＣＡ ６５大约在４ｊ。左右，这是由于在设计中未
考虑角度偏差系数造成的。
１４１．５。时．附面层基本保持相同的运行状态，只
是在负冲角下．层流分离泡轻微的向下游移动。大
约在１３Ｏ。进气角下，当马赫数上升时．叶栅流道
中发生堵塞。由于吸力面分离泡后产生分离．导致
损失急剧上升（图１０ 。。）。在正冲角下，大约在进
气角为１４１．５。～１４２。之间，存在一个非固定区一在
图９效率随转速的变化
图９所示为轴流压气机效率随转速的变化关
系曲线，ＣＤＡ可较大幅度的提升效率，尤其是在
高速旋转时。在９５ 转速时，ＣＤＡ效率为
８４．４％，ＮＡＣＡ ６５为８２．９ 。这种差别可能是由
于ＣＤＡ对转角预测准确，便于匹配，而ＮＡＣＡ ６５
过偏转太大造成的。
３．３ ＣＤＡ在高亚音进口条件下的性能研究
Ｓｔｅｉｎｅｒｔ等人设计了一ＣＤＡ，并于１ ９９１ ］．
１９９２ 和１９９４年口 对之进行了实验研究．赵晓
路等人对该叶栅进行了数值模拟 。通过对正负
冲角下损失随马赫数的分布的测量［ ．发现这些
分布与以前所测得典型分布完全一致。在正冲角
下，损失随冲角增加而增加．损失曲线上斜率急剧
增加处的位置受进气角的影响不太明显 与正冲
角相反，在负冲角下，由于叶栅中发生堵塞，损失
曲线上斜率急剧增加处的位置受进气角的影响明
显 可用最大马赫数范围在＋２。冲角．也就是１ ３９。
进气角时达到。
图ｌ０口 为损失随进气角的变化，由图可见，
在进口马赫数为０．６２时，小损失运行范围仍然很
宽，如果允许４ 的损失，那么冲角范围为 ６．５。
～
＋５．０。。随马赫数增加，冲角范围减小，这很大
一
部分是因为在叶栅中出现堵塞造成的，但是在
大部分马赫数下，最低损失总与１ ３９。时的最小损
失相当。
为获得叶片表面的转捩和分离，Ｓｔｅｉｎｅｒｔ等
该区，转捩随机的向上游移动到大约２２ 弦长
处．层流分离泡消失，非定常分离出现在大约
６Ｏ 弦长处。当进气角等于１４２。时，转捩固定在
２２ 弦长处．分离发生在大约６Ｏ 弦长处。当冲
角再增加ｌ。时，转捩移动到大约１ｏＺ弦长处，分
离位于５０～５５ 弦长处。
圄１０损失系数随进气角的变化
图ｕ吸力面转捩和分离随进气角变化
在压力面（图１２口 ），只在进气角为１３０。时大
约３ 弦长处观察到一个非常小的分离泡，这是
由于前缘处高流动膨胀导致的激波产生的。当进
气角在１３３。～１４３。时，转捩点基本固定在２Ｏ～
３Ｏ 弦长处。吸力面分离和转捩行为随进口马赫
数的变化关系如图１３０ 所示，在低马赫数时，层
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第 ｌ期 王会社等：多缎压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望（第二部分） ２１
流分离泡位于４Ｏ～ｊＯ 弦长处，当马赫数上升
时，分离泡的位置向前缘移动。当马赫数为０．７５
时，由于激渡附面层交互作用，分离泡进一步向上
游扩展。
Ｄｕｎｋｅｒ等人［！ 对一个跨音速轴流压气机级
流动和非定常流。Ｇｏｓｔｅｌｏｗ Ｅ ３４］等人通过促使波包
（Ｗａｖｅ Ｐａｃｋｅｔ）发展成为湍流点（Ｔｕｒｂｕｌｅｎｔ ｓｐｏｔ）
来研究附面层转捩，在逆压梯度下，研究ＣＤＡ中
人工或者自然初始附面层的转捩过程。Ｉ．ｉ等人。。
用３Ｄ Ｎ—Ｓ ＣＦＤ求解器设计了一个具有三级的跨
音速压气机，通过用ＭＣＡ（多圆弧叶型）和ＣＤＡ
代替ＤＣＡ，使压气机的性能有了明显提高。
的静叶进行了重新设计，并对该叶栅５个截面在
ＤＦＶＬＲ的跨音风洞中进行了实验，实验与设计
符合良好
图ｌ２压力面转捩和分离随进气角变化
图１ ３吸力面转捩和分离随马赫数变化
综上可以看出，通过对ＣＤＡ叶栅在高亚音
进气条件下性能的研究以及与ＤＣＡ和ＮＡＣＡ ６５
叶型的实验对照，可知，ＣＤＡ可消除或减弱激波、
降低损失，增加可用冲角范围。
除了ＮＡｓＡ和ＤＦＶＩ Ｒ对ＣＤＡ所进行的大
量实验之外，Ｓｅｈｍｉｄｔ等人Ｅ３，：１通过修改早期的超
临界翼型来提高性能．修型后其损失降低５０ ．
气流转折角增加７ 。Ｓｕｄｅｒ等人 一 为了明了高
速压气机中各种非定常现象的交互作用对效率、
能量转换和其他设计状况的影响，测量了ＤＣＡ
和ＣＤＡ两种叶型跨音速轴流风扇静叶中的非定
常流，通过测量峰值处和近失速处，以评价叶片负
荷、冲角、静叶稠度对静叶通道中的非定常流的影
响。Ｐｉｅｐｅｒ等人一 通过研究亚音速压气机的前级
来研究ＣＤＡ的设计方法和设计概念，其目标是
研究流体流动的细节，尤其是流道中的３Ｄ粘性
另外，许多学者对ＣＤＡ中采用大小叶片 、
多级轴流压气机中采用ＣＤＡ的顶部泄漏ｎ ，
ＣＤＡ的环形叶栅 等也都进行了研究。
４ ＣＤＡ展望
设计和发展高速压气机在今天更需要技术的
进步，它是一个多维问题，每一个叶片中都存在复
杂的３Ｄ流动。大量互相影响的叶栅需要达到的
峰值性能也被加入所需的维数之中，需要更加精
密和精细的方法去描述这个复杂的气动交互作用
问题。今后的研究也将更多的集中到ＣＤＡ全三
维设计与数值模拟和整体性能的实验上。
叶片弯曲成型、修型和端弯技术是降低叶栅
二次流损失重要的方法和途径 ，其主要目的与
ＣＤＡ一致，并且选两种方法叉具有互补性，ＣＤＡ
叶型应用于弯曲、修型和端弯叶片中也将会成为
今后的一个主要研究方向。
参考文献：
［１］Ｓａｎｇｅｒ Ｎ Ｌ Ｔ ｕｓｅ ｏｆ Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ Ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ ｔｏ Ｄｅｓｉｇｎ
Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｉ２￣Ｉｆｕｓｉｏｎ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ｇｌａｄｉｎｇ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｅｎｇｉ
ｎ￣ｒｉｎｇ ｆｏｒ Ｐｏ州，ＴＴａｒＩｓａｃｔ ｆ ｔｈｅ ＡＳＭＥ １９８３．１０５（２）：
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ｈａｌ ｏｆ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ｆｏｒ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎ￣ａｎｄ ＰｏｗｅｒｔＴｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓ
ｏｆ ｔｈｅ ＡＳＭＥ １９８４，１０５：Ｚ７１—２７８
＿３］Ｓａｎｇｅｒ Ｎ Ｉ ｝Ｓｈｒｅｅｖｅ Ｒ Ｐ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｔ＂Ｃａｌｃｕｌａｔｅｄ ａｎｄ Ｅｘ—
ｐｅｒｉｍｅｎｔａ］Ｃａｓｃａｄｅ Ｐｅｒｆａ㈣ｃｅ ｆｏｒ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｉ）ｉｆｆｕｓｉｏｎ
Ｃｏｍｐｒｅ￣ｏｒ Ｓｔａｔｏｒ ＢｉｎｄｉｎｇｌＪ］．Ｊｏｕｒ￣ｌ ｏｆ Ｔｕｒｂｏｍａｅｈｉｎｅｒｙ．
Ｔｒａｎｓ￣ｃｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ＡＳＭＥ Ｊｕｌｙ １９８６．１０８ ４２—５０．
４］Ｅｌａｚａｒ Ｙ，Ｓｈｒｅｅｖｅ Ｒ Ｐ Ｖｉｓｃｏｕ￣Ｆｌｏｗ ｉｎ ａ ＧａｎｔｒｏＵｅｄ Ｄｉｆｆｕｚｉｏｎ
Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｃａｓｃａｄｅ ｗｉｔｈ］ｎｃｒｅａｓｉｎｇ Ｉｎｏｉｄｅｎｃｅ［Ｊ］．Ｊｏｕｒ￣ｌ ｏｆ
Ｔｕｒｈｏｍａｃｈｉｎｅｒｙ １９９０．１１２（２）：２５Ｂ一２瞄
［ｊ］Ｈｏ ＹＫ．ＷａｌｋｅｒＧ ＪｔＳｔｏｗ Ｐ Ｂｏｕｎｄ￣ｙ Ｌａｙｅｒ ａｎｄＮ—ＳＡｎａｌ—
ｙｓｌａ ０ｆ ａ ＮＡＳＡ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ ＩＮ／ｆｕｓｉｏｎ Ｏａｍｐｒ￣ｓｏ＊Ｂｌａｄｅ［Ｒ￣
ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９Ｏ—ＧＴ一２３６ｔ１３口．
［６］Ｓｈｒｅ￣ｖｅ Ｒ Ｐ．Ｅｌａｚａｒ Ｙ．Ｄｒｅｏｎ Ｊ ｗｔｅｔ ａ【．ｗ ｅ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ
ａｎｄ Ｌｏｓｓ Ｅｖａ ａｔｉｏｎ ｉｎ ａ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ ｆｆｕｓｉｏｎ Ｃｏｍｐｒｅｓ￣ｒ
Ｃ￣ａｄｅ［Ｒ：．ＡｓＭＥ Ｐａｐｅｒ ９０一ＧＴ一１２ｇ，１２ ｐ１
７一Ｈ０ｂ∞ｎ Ｇ Ｖ．Ｓｌ￣ｅｅｖｅ Ｒ Ｐ Ｉｎｌｅｔ Ｔｕｒｂｕｂｎｃｅ Ｄｉｓｔｏｒｔｉｏｎ ａｄ
Ｖｉｓｒ￣ｕｓ Ｆｌｏｗ￡ｋ ０啪ｅｎｔ ｎ）ａ ＣｏｎｔｒｏｌＪｅｄ—Ｄｉ 螂Ｃｏｒｎ—
ｐｒｅｓ￣ｏｒ Ｃａｓｃａｄｅ ａｔ Ｖｅｒｙ Ｈｉｇｈ Ｉｎｃｉｄｅｎｃｅ ＥＪ］．Ｊｏｕｒｎａｌ。ｆ
Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ａｎｄ Ｐｏｗ盯１９９３，９［３）：３９７—４０４
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２２ 航空动力学报 第１７卷
［８］Ｈｏｈｓｏｎ Ｇ Ｖ．Ｄｏｂｅｒ Ｄ Ｍ Ｔｈｒｅｅ Ｄｉｍｅｎｓｌｏｎ＆ｌ Ｆ Ｌｂ…Ｏｐｔｉ ｓ
ＬＤＶ Ｍ… ｎｔ…ｔｈｅ Ｅｎｄｗａｌｌ Ｒｅｇｉｏｎ ｏｆ ａ ＬｉｎｅａＴ Ｃｄ｝
Ａｘｉａｌ ＣｏｍｐｒｅｓｍｒｉＩ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｅｎｇｉｎ￣ｒｉｎｇ ｆｏｒ Ｇ Ｔｕｒ
ｈｉｎｅｓ ａｎｄ Ｐｏｗｅｒ，Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓ ｏｆｔｈｅ ＡＳＭＥ １９８５．１０７（２）
４９４ ４Ｓ８
ｃａｄｅ ｏｆ Ｃｏｎｔｒｏ１］ｅｄ—Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ｓｔａｔｏｒ ＢｌａｄｅｓＥＲ：ＡＳＭＥ ＰａＰｅｒ
９４ ＧＴ ３５２．ｐｐｌ２
［２５３ Ｓｔｅｉｎｅｒｔ Ｗ．Ｅｉ￣ｎｂｅｒｇ Ｂ．Ｓｔａｒｋｅｎ Ｈ Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｔｅｓｄｎｇ ｏｆ ａ
Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｉｒｆｏｌｌ Ｃａ．ｓｃａｄｅ ｆ０ｒ Ｉｎｄｕｓｔｒｉａｌ Ａｘｉａｌ
［９］Ｈｏｂｓｏｎ Ｇ Ｖ，Ａｎｄｒｅｗ ｗ ＬｕＩａＴＴＪｓ Ｊ Ｈ．Ｈｕｍｂｅｒｔｏ Ｊ…Ｇａ ｉｍ
Ｒｉｃｋｅｌ Ｌａｉｒ Ｄｏｐｐｌｅｒ Ｖｅｌｏｃｉｍｅｔｒｙ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ ｉｎ ａ Ｌ、丑ｓ
Ｆｌｏｗ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ［Ｒ］．ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９０ ＧＴ
１４０，９ｐ
ｃＭｅｏｆＣｏｍ￣ｒＢｌａｄｅｓａｔ ＳｔａＵ：Ｒ：Ａ－￣ＭＥ Ｐａｐｅｒ§６ ＧＴ
４８４－１５ｐｐ．
Ｅ２６］ Ｓｔａｒｋｅｎ Ｈ，ＳｔｅｉｎｅＴｔ Ｗ．Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒ Ｓｅｐ￣ｒａｔｎｎ ａｎｄ ｉ
Ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ Ｖｉｓｕａｌｉｚｅｄ ｂｙ Ｌｉｑｕｉｄ Ｃｒｙｓｔａｔ Ｃｏａｔｉｎｇ：Ａ］Ｐｒｏ—
ｃｅｅｄｉｇｓ ｏｆｎ Ｔｒａｎｓｏｎ￣ａｎｄ Ｓｕｐｅｒｓｏｎｌａ Ｆｌｏｗ ｉｎ Ｃａｓｃａｄｅ ａｎｄ
：ｌ０］Ｇａｒｔｈ Ｖ Ｈ￣ｈｓｏｎ．Ｂｒｙｃｅ Ｅ Ｗａｋｅｆｉｅｌｄ，Ｗｉｌｌｉａｍ Ｂ Ｒｏｂｅｒｔｓ
Ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ Ａｍｐｌｉｆｉｃａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ Ｉｎｃｉｄｅｎｃｅ ａｃ ｔｈｅ ｌ￣ａｄｉｎｇ
Ｅｄｇｅ ｏｆ ａ Ｃｏｍｐ￣ｓｓｏｒ Ｃａｓｃａｄｅ［Ｒ－ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９６ ＧＴ Ｔｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｓ［Ｃ￣Ｓｅｐｔ．１９９２．Ｇｅｒｔ￣．
４０ｇ，９ｐｐ
Ｅｌ１］Ｗｏｌｆｇａｎｇ Ｓａｎｚ．Ｐ ｂｌａｘ Ｆ Ｌａｔｚｅｒ．Ｏｎ ｔｈｅ Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ Ｌａｍ
ｉｎａｒ Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ Ｂｕｂｂｌｅｓ Ｕｓｉｎｇ Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ Ｔｒ￣ｓｉｄｏｎ Ｍｏｄｅｔｓ
Ｒ ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９ ＧＴ ４ ５３．９ｐｐ
［１ ２－Ｂｒｅｎｇｅｌｍａｎｓ Ｆ Ａ Ｅ Ｔｕｒｈｏｍａｅｈｉｎｅｒｙ Ｂｌａｄｅ Ｄｅｓｉｇｎ Ｓｙｓｔｅｍ
ｒＲ ．ｖＫＩ Ｌｅｃｔｕｒｅｓ ＳｅＴｌｅｓ．Ｆｅｂ １９ｇ９．
［１３：Ｄｅｕｔ￣ｈ ＳｔＺｌａｒｋｅ Ｗ Ｃ．Ｍｅａｓｕｍｍｅｍ ｏｆ Ｂｏｕｎｄａｐｓ Ｌａｙｅｒｓ ｏＤ
ａ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｂｌａｄｅ ｉｎ Ｃａ￣ａｄｅ Ｐａｒｔ １～Ａ Ｕｎｉｑｕｅ Ｅｘｐｅｒｉ
ｍｅｎｔａｌ Ｆａｃｉｌｉｔｙ［Ｊ：．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｔｕｒｂｏｍａｅｈｉｎｅｒｙ ｌ９８７，１０９
（４）：５２０ ５２６
：ｌ４３ Ｄｅｕｔｓｃｈ Ｓ，ＺｌａｒｋｅＷ Ｃ．Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｌ Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒｓ。ｎ
ａ Ｃｏｍｇｅ￣ｓｏｒ Ｂｌａｄｅ Ｌｎ Ｃ￣ｃａｄｅ：Ｐａｒｔ ２ Ｓｕｃｔｉｏｎ Ｓｕｒｆａｃｅ
Ｂｏｕｎｄａｒｙ ＬａｙｅｒｓＥＪ］．Ｊｏｕｒｎａ［ｏｆ Ｔｕｒｈｏｍ￣ｃｈｉｎｅｒｐ ｌ９８８－１ｌ０
（１）！ｌ３８—１４ｊ．
［１５］Ｄｅｕｔｓｃｈ Ｓ，Ｚｌａｒｋｅ Ｗ Ｃ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｆ Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒｓ ｏｎ
ａ Ｃｏｍｇｅ￣ｏＴ Ｂｉｎｄｅ Ｌｎ Ｃａｓｃａｄｅ ＰａＴｔ ３ Ｐｒｅ￣ｕｒｅ Ｓｕｒｆａｃｅ
Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒｓ ａ力ｄ ｔｈｅ Ｎｅａｔ Ｗａｋｅ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎＭ ｏｆ Ｔｕｒｂｏ
ｍａｃｈｉｎｅｒｙ １９８８．１１０（１） １４６ ｌｊ２．
：ｌ６］ＺｉｅｒｋｅＷ ｃｔＤｅｕｔ￣ｈ Ｓ．Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｆ Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒｓ ｏＢ
ａ Ｃｏｍｐｅｅｓｓｏｒ １３１ａｄｅ Ｌｎ Ｃａｓｃａｄｅ Ｐａｒｔ ４～Ｆ１０ｗ Ｆｉｅｌｄｓ ｌｏｔ Ｉｎ
ｃｉｄｅｎｃｅ Ａｎｇｌｅｓ ｏｆ １．５ ａｎｄ ８ ５ Ｄｅｇｒｅｅｓ］Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ
Ｔｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙ ｌ９ｇ０．１１ ２｛ｌ Ｊ：２４１ ２５５．
［１７３ Ｋｏｙｕｎｃｕ Ｙ Ｒｅｐｏｒｔ ｏｆ Ｔｅｓｔｓ ｏｆ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ ｏｆ
ＣＤ Ｂ！ａｄｉｎｇ［Ｄ：Ｍ．Ｓ．Ｔｈｅｓｉｓ．Ｎａｖａｌ Ｐｏｓｔｇｒａｄｕａｔｅ Ｓｃｈ￣ｌｔ
ｌ９８４
［１８： Ｊｎｓ Ｊ Ｗ Ｄｅｅ￣ｎ．Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｂｌａｄｅ ｗａｋｅ
Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ［Ｄ］．Ｍ．Ｓ Ｔｈｅｓｉｓｔ Ｎａｖａｌ ＰｏｓｔｇｒａｄｕＲ［ｅ
ｅＳｈｏｏｌ，ｌ９８６
：１９］ Ｂａｙｄａｒ Ａ．Ｈｏｔ—Ｗｉｒｅ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ ｏｆ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｂｌａｄｅ
Ｗａｋｅｓ ｉｎ ａ Ｃａ．ｓｅａｄｅ ｗ１ｎｄ Ｔｕｎｎｅｌ￣Ｄｊ．Ｍ Ｓ Ｔｈｅｓｉｓ，Ｎａｖａｌ
Ｐｍｔｇｅａｄｕａｔｅ ｓｃｈ＿ｘ）ｌ，１￣８８．
［２Ｏ Ａｒｍｓｔｒｏｎｇ Ｊ Ｈ．Ｎｅａｒ—Ｓｔａｌｌ Ｌ【 Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ ｉｎ ａ Ｃ Ｄ
Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｃａｓｃａｄｅ ｗｉｔｈ Ｅｘｐｌｏｒａｔｏｒｙ ｔ＊ａｄｉｎｇ Ｅｄｇｅ Ｆｌｏｗ
Ｃｏｎｔｒｏｌ ｒＤ—Ｍ．Ｓ Ｔｈｅｓｉｓ，Ｎａｖａｌ Ｐｏｓｔｇｒａｄｕａｔｅ Ｓｃｈｏｏ１．
１９９Ｏ．
２ｌ Ｊ Ｇａ￣ｉｍ Ｒｉｃｋｅ１．Ｌａｓｅｒ Ｄｏｐｐｌｅｒ Ｖｅｌｏｃｉｍｅｔｅｒ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ
ａｎｄ Ｆｌｏｗ Ｖｌａｕａｌｌａａｔｉｏｎ ｌ１３ ａ Ｃａｓｃａｄｅ ｏｆ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ
ｏＣｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｂｈｄｅｓ ａｔ ＳｔＭＩ『Ｄ］Ｍ Ｓ．Ｔｈｅｓｉｓ，Ｎａｖａｌ Ｐ ｃｘ￣ｔ
ｇｒａｄｕａｔｅ Ｓｅｈｔｘ）ｌ，１ ９９４．
［ｚｚ］Ｄｉｍｉｔｒｉ Ｐ Ｔ￣ｌｅｐｉｄａｋｌａ．Ｓｕｎｇ—Ｅｕｎ Ｋｉｍ．Ｍｏｄｅｌｉｎｇ ａｎｄ Ｐｒ｝
ｄｉｃｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ Ｌａｍｍａｒ Ｌ￣ｄｉｎｇ—Ｅｄｇｅ Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ ａｎｄ Ｔｒａｎ
ｓｉｄｏｎ ｉｎ ａ Ｂｌａｄｅ－Ｃ￣ａｄｅ Ｆｌｏｗ ＥＲ］．ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ§６ ＧＴ
４ｌ１．８ｐｐ
：２ａ］Ｓｔｅｐｈｅｎｓ Ｈ Ｅ．Ｓｕｐｅｒｃｒｉｔｉｃａｌ Ａｉｒｆｏｉｌ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｉｎ Ｃ０ｍｐｒｅｓ
ｓ。ｒ Ｃａ￣ａｄｅｓ Ｃｏｍｐｅｘｉｓｏｎ ｏｆ Ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎｄ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｍａｌ
Ｒｅｓｕｌｔｓ［Ｊ］ Ａ［ＡＡ ＪｏｕＴｎａｌ，ｌ９７９－ｌ ７（６）１５９４ ６９＇３
［ｚ４］Ｒｅｃｈｔｅｒ Ｈ．Ｓｔｄｎｅｒｔ Ｗ．Ｌｅｈ￣ｎｎ Ｋ．Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｃ。ｎ
ｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｉｒｆ０ｉａｌ ｗｉｔｈ Ｃｏｎｖｅｍｉｎｎａｌ ＮＡＣＡ ６ ５ Ａｉｒ
ｆｏｉｌｓ Ｄｅｖｅｌｏｐｅｄ ｆｏｒ Ｓｔａｔｏｒ Ｂｌａｄｅ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ｉｎ ａ ｂＩｕｌｔｉｓｔａｇｅ
ＥａＴ］ＳｔｅｉｎｅｒｔＷ．ＳｔａｒｋｅｎＨ Ｏｆｆ ＤｅｓｉｇｎＴｒ￣ｓｉｔ［ｏｎ ａｎｄ Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ
Ｂｅｈａｖｉｏｒ ｏｆ ａ ＣＤＡ Ｃａｓｃａｄｅ ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ［Ｒ］９４ ＧＴ
２ｉ４－ｐｌ——９．
：ｅ８３赵晓踣，秦立存可控扩压叶型变＿（＝况粘性数值分析口 ．
工程热物理学报，１９９３，１４‘４）：３８６ ３８目．
［２ｇ］Ｄｕｎｋｅｒ Ｒ，Ｒ￣ｈｔｅｒ Ｈ．Ｓｔａｒｋｅｎ Ｈ，ｅｔ ａｌ Ｒｅｄｅｓｉｇｎ ａ刀ｄ ＰｅＴ
ｆｏｒ￣ｎｃｅ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ａ Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ Ａｘｉａｌ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｓｔａｔｏｒ
ａｎｄ Ｅｑｕｌａ＇ａｌｅｎｔ Ｐｌａｎｅ Ｃａｓｃａｄｅｓ ｗｉｔｈ Ｓｕｂｓｏｎｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ
Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ｂｌａｄｅｓ＿Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ｆｏｒ Ｇａｓ Ｔｕｒ
ｈｉｎｅｓ ａｎｄ Ｐｏｗｅｒ．Ｔｒ￣ｓａｃｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ＡＳＭＥ １９８４．１０Ｂ（２）：
２７９ ２８７．
０：Ｓｅｈｍｉｄｔ』Ｆ．Ｇｅｌｄｅｒ Ｔ Ｆ．Ｄｏｎｏｖａｎ ｆＪ Ｆ Ｒｅｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｃａｓ
ｃａｄｅ Ｔｅｓｔｓ ｏｆ ａ Ｓｕｐｅｒｅｒｉｔｉｃａｌ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｎｎ Ｓｔａｔｏｒ
Ｂｌａｄｅ Ｓｅｃｔｌｏｎ［Ｒ］ＡＩＡＡ ８４ １２０７．
∞］ｓｕｄｅｒ Ｋ ｌ＿．Ｏｋｉｉｓｈｉ Ｔ Ｈ，Ｈａｔｈａｗａｙ Ｍ Ｄ．ｅｔ ａ１．Ｍｅａ
ｍｅ【ｎｓ ｏｆ ｔｈｅ Ｕｎｓｔｅａｄｖ Ｆｌｏｗ Ｆｉｅｌｄ ｗｉｔｈｉｎ【ｈｅ Ｓｔａｔｏｒ Ｒｏｗ ｏｆ
ａ ＴＴａｎｓｏｎｌａ＆ｘｉａｌ—Ｆｌｏｗ Ｆａｎ Ｉ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ａｎｄ Ａｎａｌｙ—
ｓｉｓ Ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ［Ｒ］．ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ８７ ＧＴ一２２６．９口．
［３ｚ］Ｈａｔｈａｗａｙ Ｍ Ｄ・Ｓｕｄｅｒ Ｋ Ｉ ，Ｏｋｉｉｓｈｉ Ｔ Ｈ，ｅｔ ．Ｍ￣ｓｕｒｅ
ｍｅｒｉｔｓ ｏｆ【ｋ Ｕｎｓｔｅａｄｙ Ｆｌｏｗ Ｆｉｅｌｄ ｗｉｔｈｉｎ ｔｈｅ Ｓｔａｔｍ Ｒｏｗ ｏｆ
ａ Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ Ａｘｉａｌ Ｆ１ Ｆａｎ １ Ｒｅｓｕ［ｔｓ ａｎｄ Ｄｌａｃｕ￣ｉｏｎ
ＪＲ］ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ８７ ＧＴ一２２７，１３ｐ
３３］Ｐｉｅｐｅｒ Ｓ－Ｓｃｈｕｈｅ Ｊ，Ｈｏｙｎａｃｋｉ Ａ，ｅｔ ａ１．ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＩｎｖｅｓｔｉ
ｇａｔｉｏｎ ｏｆ ａ Ｓｉｎｇｌｅ Ｓｔａｇｅ Ａｘｉａｌ Ｆｌｏｇ＇Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ｗｉｔｈ Ｃｏｎ
ｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｉｒｆｏｉｂ．一Ｒ］．ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９６一ＧＴ ８１．
１１ＰＰ－
ｒ３４：Ｇｏｓｔｅｌｏｗ Ｊ Ｐ，ＭｅｉｗａｎｉＮ．ＷａｌｋｅｒＧ Ｊ Ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆＳｔｒｅａｍｗｉｓｅ
Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｇｒａｄｉｅｎｔ ｏｎ Ｔｕｒｂｕｌｅｎｔ ｓｐ。ｃ Ｄｅｖｅｌｏｐｎｍｎｔ［Ｒ］
ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９ ５ ＧＴ ３０３，８ｐｐ．
［３ｊ］Ｌ１ Ｙ ｓ．ＷｅＢｓ Ｒ Ｇ Ｔｈｅ ３－Ｄ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｅＤｓｉｇｎ ａｎｄ Ｔｅｓｔ
ｏｆ ａ Ｔｈｒｅｅ Ｓｔａｇｅ Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ［Ｒ］ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ
９§一ＧＴ ６８
：３ ｓ＿Ｂｈａｓｋａｒ Ｒｏｙ．Ｕｊｊｗａｌ Ｋ Ｓｅｈａ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ｏＣｎ
ｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｃａｓｃａｄｅｓ ｗｉｔｈ Ｓｉｎｇｌｅ ａｎｄ Ｔａｎ
ｄｅｍ Ａｉｒｆｏｉｌｓ［Ｒ］ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９５ ＣＴＰ ４１．７ｐｐ
＿３７：Ｈｏｗａｒｄ Ｍ Ａ．ｆｖｅｙ Ｐ Ｃ．ＢａＴｔｏ３１ Ｊ Ｐ・ｅｔ ａｌ Ｅｎｄｗａｌｌ Ｅｆｆ￣ｔｓ ａｔ
ｔｗｏ Ｔｉｐ Ｃｌｅａｒａｎｃｅｓ ｉｎ ａ Ｍｕｌｔｉｓｔａｇｅ Ａｘｉａｌ Ｆｌｏｗ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ
ｗｉｔｈ Ｃｏｎｔｒｏｇｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ｂｉｎｄｉｎｇ［Ｊ］Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｔｕｒｂｏｍａ—
ｃｈｉｎｅｒｙ．Ｔｒａｎ￣ｃｔｉｏｎｓ ｏｆｔｈｅ ＡＳＭＥ，ｌ ９９４．１１６ｆ４） ６３５
６４７
：３８］Ｓｃｈｕ￣Ｋ．Ｄａｌｂｅｒｔ Ｐ，Ｂｏｌｃｓ Ａ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｌｍ，ｅｓｔｉｇａｄｏｎ ｉｎ
Ａｎｎｕｌａｒ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｃａｓｃａｄｅｓ ａｔ Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ Ｐｌｏｗ Ｃｏｎｄｉ
ｄｏｎｓ［Ｒ３．ＡｓＭＥ ＰａｐｅＴ．１９９５：１ ２ｐｐ
［３９：钟兢军弯曲叶片控制扩压叶栅二次流动的实验研究：Ｄ
暗尔滨：暗尔滨工业大学．１ ９９ ５．
（责任编辑杨再荣）
2024年5月17日发(作者：谌璟)
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第１ ７卷 第１期
２００２年
航空动力学报
Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｐｏｗｅｒ
Ｖｏ１．１ ７＼Ｏ．１
１月
Ｊａｎ． ２００２
文章编号：１０００ ８０５５（２００２）Ｏ１ ０１６ Ｏ７
多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望
第二部分可控扩散叶型的实验与数值模拟
王会社．钟兢军，王仲奇
（哈尔滨工业大学能源学院，黑龙江哈尔滨１５０００１）
摘要：目前，大量的可控扩散叶型（ＣＤＡ）已设计应用于多级轴流压气机中。通过亚音、跨音叶栅实验，证明了
在可比的气动设计条件下，ＣＤＡ叶栅可以达到更高的临界马赫数、更大的冲角范围和更高的负荷。通过单级
或多级测试，ＣＤＡ提供了更高的效率、更高的负荷、且易于进行级间匹配，并最终减少研发费用，提高喘振裕
度；由于ＣＤＡ叶型具有增厚的前缘和尾缘，这为压气机寿命的提高提供了保证。
关键词：压气机；可控扩散叶型；叶栅实验
文献标识码：Ａ 中图分类号：Ｖ２３
Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｆｆｆｕｓｉｏｎ Ａｊｒｆ０ｊＩｓ
ｆｏｒ Ｍｕｌ ｔｉｓｔａｇｅ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ
Ｐａｒｔ ２ Ｔｅｓｔ ａｎｄ Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ
ｏｆ ＣｏｎｔｒｏｌＩｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｊｒｆｏｊｌｓ
ＷＡＮＧ Ｈｕｉ—ｓｈｅ，ＺＨｏＮＧ Ｊｉｎｇ—ｊｕｎ，ＷＡＮＧ Ｚｈｏｎｇ－ｑｉ
（Ｈａｒｂｉｎ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｈａｒｂｉｎ １ ５０００１，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａ ｓｅｒｉｅｓ ｏｆ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｉｒｆｏｉｌｓ（ＣＤＡ）ｈａｓ ｂｅｅｎ ｄｅｖｅｌｏｐｅｄ ｆｏｒ ｍｕｈｉ—
ｓｔａｇｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ．Ｔｈｅｓｅ ａｉｒｆｏｉｌｓ ａｒｅ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ａｎａｌｙｔｉｃａｌｌｙ ｔｏ ｂｅ ｓｈｏｃｋ ｆｒｅｅ ａｔ ｔｒａｎｓｏｎｉｃ
Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒｓ ａｎｄ ｔｏ ａｖｏｉｄ ｔｈｅ ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ｓｕｃｔｉｏｎ ｓｕｒｆａｃｅ ｂｏｕｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒ ｆｏｒ ａ ｒａｎｇｅ ｏｆ ｉｎ—
ｌｅｔ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ ｎｅｃｅｓｓａｒｙ ｆｏｒ ｓｔａｂｌｅ ｃｏｎｌｐｒｅｓｓｏｒ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ．Ｆｒｏｍ ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｉｎ ｔｈｅ ｃａｓｃａｄｅ ｔｅｓｔｉｎｇ，ｉｔ
ｈａｓ ｂｅｅｎ ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅｄ ｔｈａｔ ＣＤＡ ｈａｓ ｈｉｇｈｅｒ ｃｒｉｔｉｃａｌ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ，ｈｉｇｈｅｒ ｉｎｃｉｄｅｎｃｅ ｒａｎｇｅ，ａｎｄ
ｈｉｇｈｅｒ ｌｏａｄｉｎｇ ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ ｔｈａｎ ｓｔａｎｄａｒｄ ｓｅｒｍｓ ａｉｒｆｏｉｌｓ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｆｏｒ ｅｑｕｉｖａｌｅｎｔ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｒｅｑｕｉｒｅ—
ｍｅｎｔｓ．Ｂｙ ｕｓｉｎｇ ｔｈｅｓｅ ａｉｒｆｏｉｌｓ ｉｎ ｓｉｎｇｌｅ ａｎｄ ｍｕｌｔｉｓｔａｇｅ ｒｉｇ ｔｅｓｔｉｎｇ，ｔｈｅ ｈｉｇｈ ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ，ｔｈｅ ｈｉｇｈ
ｌｏａｄｉｎｇ ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ ａｎｄ ｇｏｏｄ ｓｔａｇｅ ｍａｔｃｈｉｎｇ ｃａｎ ｂｅ ｏｂｔａｉｎｅｄ，ｔｈｅ ｃｏｓｔｓ ｃａｎ ｂｅ ｒｅｄｕｃｅｄ ａｎｄ ｔｈｅ
ｓｕｒｇｅ ｍａｒｇｉｎ ｃａｎ ｂｅ ｉｍｐｒｏｖｅｄ．Ｔｈｅ ＣＤＡ ｐｒｏｆｉｌｅ ｓｈａｐｅｓ ｔｅｎｄ ｔＯ ｈａｖｅ ｔｈｉｃｋｅｒ ｌｅａｄｉｎｇ ａｎｄ ｔｒａｉｌｉｎｇ
ｅｄｇｅｓ ｔｈａｎ ｔｈｅ ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ ｓｔａｎｄａｒｄ ｓｅｒｍｓ ｐｒｏｆｉｌｅｓ，ｗｈｉｃｈ ｌｅａｄ ｔＯ ｔｈｅ ｉｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔ ｏｆ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ
ｄｕｒａｂｉｉｌｔｙ．
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒｓ；Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｉｒｆｏｉｌｓ；ｃａｓｃａｄｅ ｔｅｓｔｉｎｇ
引 言
ＣＤＡ是专门针对亚音、跨音叶栅设计和优化
收稿日期 ２０００－－１ ２—２１；修订日期：２００１—０ ３—１ ６
的，通过控制叶片吸力面扩压因子，在叶片的整个
运行范围内可以避免附面层分离 对跨音速应用，
从超音到亚音时，叶片表面速度可以平滑过渡而
基金项目
国家自然科学基金资助项目（５００７６００§）｝９７３项目（Ｇ１ ９９９０９２３０７）
国家教育部全国优秀博士学位论文作者专项基金资助项目（１ ９９９３２）
作者简介
王告杜（１９７４－－），男．喑尔滨工业大学能源学院博士生．
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第１期 王会社等：多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望（第二部分）
不产生激波。
那么当进气角从４０。到４３．４。到４６。再到４８。时，则
再附点的位置从位于ｌ
可以忽略。
到３０ 到４０ 再到
４６ 弦长处。在再附点下游，垂直壁面的速度分量
通过对大量ＣＤＡ叶栅的实验研究，证明了
ＣＤＡ的以下优点：在推荐马赫数下损失降低、冲
角范围增加、负荷量增加、增厚叶片的前缘和尾
缘，叶片性能不降低。这些优点可被用来实现高效
率、更少的压气机级、更高的稳定性、耐用眭和更
少的研发费用。
２ ＣＤＡ亚音研究
Ｓａｎｇｅｒｌｌ 通过对双圆弧叶型（ＮＡＳＡ ＤＣＡ４）
进行优化设计ＣＤＡ。如图１¨ 给出了ＣＤＡ．
ＮＡＣＡ ６５与ＤＣＡ叶型的对照图。经过对该ＣＤＡ
的初步研究，发现该叶型损失低于ＤｃＡ，且在大
冲角下不分离。随后Ｓａｎｇｅｒ引，Ｅｌａｚａｒ ］，Ｈｏ ］，
Ｓｈｒｅｅｖｅ［ ，Ｈｏｂｓｏｎ［ ¨］，Ｓａｎｚ一“ 和Ｂｒｅｕｇｅｌｍａｎｓ［”・
等人分别对该ＣＤＡ进行了实验和数值研究
２．１不同冲角下的测量
为了研究吸力面的粘性流，Ｅｌａｚａｒ等人ｎ－用
ＬＤＶ在３组冲角（进气角为４Ｏ。，４３．４。，４６。）下测
量了Ｓａｎｇｅｒ 的ＣＤＡ叶型，实验马赫数为０．２５，
＆为７×１０ 。Ｈｏｂｓｏｎ等人 在进口扰流的情况
下，用ＬＤＶ测量了８。冲角（４８。进气角）下粘性流
在ＣＤＡ压气机平面叶栅中的发展。实验结果显
示，随着冲角增加，吸力面上附面层在整个叶栅流
道都为附着流，其厚度可达到整个叶栅通道的
２Ｏ 以上（４６。和４８。进气角），叶栅损失达到最小
损失的３～４倍。当冲角增加时，吸力面上层流分
离再附点向下游移动，压力面发生自然转捩，且这
种转捩随着冲角的增加变化较小。与ＤＣＡ实验
结果 对照，ＣＤＡ可使吸力面的分离消失。
ｃ＝二＝＝二二＝＝＝＝＝＝
可控扩散叶型
＝＝＝二二二二＝＝＝
ＮＡＣＡ ６５叶型
＝＝＝二二二二＝＝＝
双圆孤叶型
图１ ＣＤＡ，ＮＡＣＡ ６５和ＤＣＡ叶型
实验显示，ＣＤＡ吸力面前缘存在分离泡，且
该处垂直叶片表面的速度分量存在负值，这是由
于吸力面前缘的分离泡有再附趋势造成的。如果
认为垂直端壁的负速度分量为０时为完全再附，
蠕
０ ２０ ４０ ６０ ８０ １００
ｃｈｏｒｄ／ｆ％１
０ ０５
崔０．０－２５
０
０ ２０ ４０ ６０ ８０ 】００
ｃｈｏｒｄ／ ）
图３压力面附面层生长过程
图２ｎ 为吸力面附面层厚度 ，ｃ和位移厚度
／ｃ的变化图。从分离泡再附点到尾缘，附面层
厚度和位移厚度增长加快，且附面层厚度的增加
与冲角的增加大致成正比。在４６。冲角下，尾缘处
附面层厚度占到整个叶栅流道的２０ 以上。压力
面附面层以层流开始，通过自然转捩成为湍流，与
吸力面附面层相比，压力面附面层要薄的多，且随
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航空动力学报 第１ ７卷
冲角的变化不明显（图３Ｌ｜ ）。
ｊ０。进气角时．升力下降．这说明流道中已经进入
失速状态。
在站３（５ 弦长处）靠近吸力面处，由于流动
４８。进气角静压系数沿叶型的分布．与小冲角
下相比（进气角４０。，４３．４。，４６。），叶片负荷（压力
面与吸力面压差）增高，并且前移。吸力面压力梯
度在ｌ０～３０ 弦长范围内与小冲角下相比变大．
吸力面压力在大部分区域稳定增加，在尾缘处．压
的分离，对同一点多次测量，测量的速度既有正
值，也有负值，对正负值分别平均，如图５ ］。在前
２０个点，出现了正负速度并存的结果，这说明此
区域存在逆向流动，该区域大约占整个节距的
若 ：，ＩＩ】ｇｕ
力梯度接近于０，这是流动分离的前兆。压力面静
压分布与小冲角区别不明显。
２．２出口流场测量
Ｋｏｙｕｎｃｕ￣ ．Ｄｒｅｏｎ ２ ］．Ｂａｖｄａｒ－ ．Ｓｈｒｅｅｖｅ等
ｌ０ 这种考虑方法更能反映出该处流动的特征，
非定常过程发生的不是速度场的代数平均，而是
流场中是否存在反向流动以及这种反向流动范围
有多大。对数据的总和考虑丢失了所有非定常旋
转流动的信息。
人 用激光测速仪，热线风速仪和五孔探针测量
了该ＣＤＡ叶栅的出口流场。结果发现，非设计工
况下尾缘的分离完全可以避免 在设计尾缘非分
离型叶片时，其几何尺寸应该考虑适应最大的压
力恢复（由于尾迹掺混）和最小的损失
实验显示３个进气角（４０。，４３．４。，４ ６。）下的尾
迹呈现出非轴对称性，距离尾缘越近．非对称性越
强。在２．１５ｄ （ 尾缘直径）测量站测量了４０。和
４３．４。进气角下的逆向流，４Ｏ。时掺混较快 横向速
度在大部分上游地区（２．１５ｄ， ）接近出口速度的
ｌ０ ，在最下游站时基本恒定，该值大约是进口速
度的ｌ 。
２．３失速测量
Ｈｏｂｓｏｎ等人 在基于弦长的Ｒｅ为７×ｌ０
时测量了ｌ０。冲角下ＣＤＡ压气机叶栅中的失速
图５站３平均速度和分速度图
文中对站７（３０ 弦长处）和站ｌ９（１２Ｏ 弦长
处）的测量结果显示，存在更大的逆向流动区域，
几乎达到整个流道的５０ （站７）和６０ （站ｌ ９）。
流场显示结果表明，失速的发生遍布整个叶栅流
道，且是非定常的。ＬＤＶ测量显示，叶片整个吸力
这表明，随着流动发展，分离区逐渐扩大。
面都出现了连续的和间歇的逆向流动，最先测量
到的连续的逆向流动位于叶片前缘分离泡处，间
歇逆向流动的测量结果与流场显示结果一致
图６流道中吸力面的分离泡
图４升力系数随进ｖＩ气流角的变化
图６一 为逆向流动的点线图，表示出了间歇
和连续逆向流动区域。图中给出了已经由流场可
图４ Ｅ 给出了对应于叶片表面压力分布的升
力系数，进１２１气流角为４０。和４３。时由Ｄｒｅｏｎ测
量： ，４８。时由Ａｒｍｓｔｒｏｎｇ测量 ，５Ｏ 时由
视化技术观察到的叶片前缘分离泡，这种状况在
小冲角下是观测不到的，因为小冲角下流动的稳
定性相对要高的多。流动显示证实了两个间歇逆
Ｇａｎａｉｍ Ｒｉｃｋｅｌ和Ｗｉｌｌｉａｍｓ测量 ］。由图可见，在
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第１期 王台社等：多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望（第二部分） １９
向流动区域，如图：一个是前缘分离泡，一个是中
弦处开始的湍流分离。图中还显示出了另外的连
续的层流分离泡，位于前缘和中弦后湍流附面层
３ ＣＤＡ跨音研究
３．１ ＣＤＡ与ＤＣＡ的实验对照
Ｓｔｅｐｈｅｎｓ等人设计了一种ＣＤＡ叶型，在
间歇失速处。虽然间歇分离具有随机性，但是它也
具有一定的重复性，可以通过一些湍流分离的知
识来加以预测。
２．４数值模拟
ＤＦＶＩ Ｒ的跨音速风洞中进行了实验 ，并与相
Ｈｏ等人 通过附面层近似和时间匹配Ｎ Ｓ
两种方法来求解Ｅｌａｚａｒ等人所测ＣＤＡ叶栅 通
过与实验数据进行对照表明，在叶片表面压力分
＼ＤｃＡ ＾
布的计算上，两种方法都表现不错。附面层近似在
设计点给出了较好的结果，但非设计工况的损失
预测显得不够。时间匹配法除了极限正冲角下以
外，在其它冲角下都能很好的预测损失。在正冲角
下，叶片表面马赫数分布计算结果与实验结果除
了尾缘处部分点．符合较好，但在负冲角下所有计
算值都比实验值小大约４～５ ，尤其是在小冲角
下，该情况同样存在于Ｓａｎｇｅｒ等人 的计算中。
在ｌ０ 弦长内的前缘区，计算与实验的差异是由
０— 车ｇ： ０一
前缘分离泡的移位影响造成的，这种情况存在于
ＮＡＳＡ ＣＤＡ的所有实验与计算中，目前还没有合
㈣ ㈣ ㈣
适的修正模型。这种随冲角变化的移位影响说明
在设计点处，前缘存在小的分离泡。由此可以推
断，大的负冲角时，压力面存在长分离泡，大的正
冲角时，吸力面存在长分离泡。
Ｓａｎｚ等人。 。选择５种湍流模型来研究分离
泡的位置和大小，在不同冲角下，解薄层Ｎ Ｓ方
程，通过与Ｅｌａｚａｒ等人所作实验数据的对照发现，
５种湍流模型都不能准确预测再附点位置．但其
结果有一定的合理性。Ｔｓｄｅｐｉｄａｋｌｓ等人 通过数
值模拟研究了叶栅流动中的前缘层流分离和转
捩。对４０。和４６ ｏ进气角下吸力面流向速度分布、
流线等值线、叶片表面压力分布的数值模拟得出，
２方程涡粘湍流模型能够模拟非常简单的附面层
流动中的前缘扰流和分离流转捩；经过修正的 Ｅ
模型可以模拟吸力面前缘层流分离，且分离泡随
冲角的变化趋势与实验所得一致。但是在非设计
工况下，模拟结果的准确性还有待提高。
综上可以看出，ＣＤＡ叶栅在低亚音进气条件
下，可以降低损失，增加可用冲角范围。当冲角为
正时，ＣＤＡ吸力面附面层流动状况较差，前缘存
在的分离泡随冲角增大而变长、变大。压力面附面
层变化相对较小 当冲角增加到ｌ０。时，流道中普
遍发生失速，通过对实验点多次测量，可以得出流
道中的分离细节
３６ ４０ ４４ ４８ ５０
口．
图７损失随进气角的变化关系
同实验条件下的ＤＣＡ叶栅进行了对照。实验显
示．直到进口马赫数达到０．７，两种叶栅损失接
近，但ＣＤＡ的低损失一致保持到０．７８马赫 虽然
ＣＤＡ在马赫数方面获得的收益不是非常明显，但
是ＣＤＡ在冲角上的突破．甚至超过了在马赫数
上所获得的益处（见图７ ）。
３．２ ＣＤＡ与ＮＡＣＡ ６５实验对照
Ｒｅｃｔｈｅｒ等人通过对多级压气机静叶采用
ＣＤＡ（ＳＫＧ ３．６）和ＮＡＣＡ６５叶型进行了实验对
照 。图８ 给出了ＮＡＣＡ ６５与ＳＫＧ ３．６马赫
重
图８叶型马赫数分布对照图
数分布对照图，在吸力面两种分布相似，在压力面
几乎重合。但是在ＮＡＣＡ ６５吸力面，大约４０ 弦
长处有一转折点，从这点一直到尾缘，ＮＡｃＡ ６５
的马赫数高于ＳＫＧ３．６。ＮＡＣＡ ６５叶片上的马赫
数从峰值急速的降到４０％弦长处的值，只能被解
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２０ 航空动力学报 第１７卷
释为有激波产生，这导致ＮＡＣＡ ６５的损失比 人口 在非设计工况下测量了该ＣＤＡ，对ＬＣ（液晶
涂层）测试结果与以前激光测试结果进行了对照。
ＳＫＧ ３．６高。在对气流角的预测上．两种叶栅的
完全不同，ＳＫＧ３．６非常接近设计值３９．９。，而
言５百车工
图１１ ］，图ｌ２［ 给出了转捩和分离随冲角
的发展过程。在吸力面（图１ｌ一 ）当进气角为１３０。
～
ＮＡＣＡ ６５大约在４ｊ。左右，这是由于在设计中未
考虑角度偏差系数造成的。
１４１．５。时．附面层基本保持相同的运行状态，只
是在负冲角下．层流分离泡轻微的向下游移动。大
约在１３Ｏ。进气角下，当马赫数上升时．叶栅流道
中发生堵塞。由于吸力面分离泡后产生分离．导致
损失急剧上升（图１０ 。。）。在正冲角下，大约在进
气角为１４１．５。～１４２。之间，存在一个非固定区一在
图９效率随转速的变化
图９所示为轴流压气机效率随转速的变化关
系曲线，ＣＤＡ可较大幅度的提升效率，尤其是在
高速旋转时。在９５ 转速时，ＣＤＡ效率为
８４．４％，ＮＡＣＡ ６５为８２．９ 。这种差别可能是由
于ＣＤＡ对转角预测准确，便于匹配，而ＮＡＣＡ ６５
过偏转太大造成的。
３．３ ＣＤＡ在高亚音进口条件下的性能研究
Ｓｔｅｉｎｅｒｔ等人设计了一ＣＤＡ，并于１ ９９１ ］．
１９９２ 和１９９４年口 对之进行了实验研究．赵晓
路等人对该叶栅进行了数值模拟 。通过对正负
冲角下损失随马赫数的分布的测量［ ．发现这些
分布与以前所测得典型分布完全一致。在正冲角
下，损失随冲角增加而增加．损失曲线上斜率急剧
增加处的位置受进气角的影响不太明显 与正冲
角相反，在负冲角下，由于叶栅中发生堵塞，损失
曲线上斜率急剧增加处的位置受进气角的影响明
显 可用最大马赫数范围在＋２。冲角．也就是１ ３９。
进气角时达到。
图ｌ０口 为损失随进气角的变化，由图可见，
在进口马赫数为０．６２时，小损失运行范围仍然很
宽，如果允许４ 的损失，那么冲角范围为 ６．５。
～
＋５．０。。随马赫数增加，冲角范围减小，这很大
一
部分是因为在叶栅中出现堵塞造成的，但是在
大部分马赫数下，最低损失总与１ ３９。时的最小损
失相当。
为获得叶片表面的转捩和分离，Ｓｔｅｉｎｅｒｔ等
该区，转捩随机的向上游移动到大约２２ 弦长
处．层流分离泡消失，非定常分离出现在大约
６Ｏ 弦长处。当进气角等于１４２。时，转捩固定在
２２ 弦长处．分离发生在大约６Ｏ 弦长处。当冲
角再增加ｌ。时，转捩移动到大约１ｏＺ弦长处，分
离位于５０～５５ 弦长处。
圄１０损失系数随进气角的变化
图ｕ吸力面转捩和分离随进气角变化
在压力面（图１２口 ），只在进气角为１３０。时大
约３ 弦长处观察到一个非常小的分离泡，这是
由于前缘处高流动膨胀导致的激波产生的。当进
气角在１３３。～１４３。时，转捩点基本固定在２Ｏ～
３Ｏ 弦长处。吸力面分离和转捩行为随进口马赫
数的变化关系如图１３０ 所示，在低马赫数时，层
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第 ｌ期 王会社等：多缎压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望（第二部分） ２１
流分离泡位于４Ｏ～ｊＯ 弦长处，当马赫数上升
时，分离泡的位置向前缘移动。当马赫数为０．７５
时，由于激渡附面层交互作用，分离泡进一步向上
游扩展。
Ｄｕｎｋｅｒ等人［！ 对一个跨音速轴流压气机级
流动和非定常流。Ｇｏｓｔｅｌｏｗ Ｅ ３４］等人通过促使波包
（Ｗａｖｅ Ｐａｃｋｅｔ）发展成为湍流点（Ｔｕｒｂｕｌｅｎｔ ｓｐｏｔ）
来研究附面层转捩，在逆压梯度下，研究ＣＤＡ中
人工或者自然初始附面层的转捩过程。Ｉ．ｉ等人。。
用３Ｄ Ｎ—Ｓ ＣＦＤ求解器设计了一个具有三级的跨
音速压气机，通过用ＭＣＡ（多圆弧叶型）和ＣＤＡ
代替ＤＣＡ，使压气机的性能有了明显提高。
的静叶进行了重新设计，并对该叶栅５个截面在
ＤＦＶＬＲ的跨音风洞中进行了实验，实验与设计
符合良好
图ｌ２压力面转捩和分离随进气角变化
图１ ３吸力面转捩和分离随马赫数变化
综上可以看出，通过对ＣＤＡ叶栅在高亚音
进气条件下性能的研究以及与ＤＣＡ和ＮＡＣＡ ６５
叶型的实验对照，可知，ＣＤＡ可消除或减弱激波、
降低损失，增加可用冲角范围。
除了ＮＡｓＡ和ＤＦＶＩ Ｒ对ＣＤＡ所进行的大
量实验之外，Ｓｅｈｍｉｄｔ等人Ｅ３，：１通过修改早期的超
临界翼型来提高性能．修型后其损失降低５０ ．
气流转折角增加７ 。Ｓｕｄｅｒ等人 一 为了明了高
速压气机中各种非定常现象的交互作用对效率、
能量转换和其他设计状况的影响，测量了ＤＣＡ
和ＣＤＡ两种叶型跨音速轴流风扇静叶中的非定
常流，通过测量峰值处和近失速处，以评价叶片负
荷、冲角、静叶稠度对静叶通道中的非定常流的影
响。Ｐｉｅｐｅｒ等人一 通过研究亚音速压气机的前级
来研究ＣＤＡ的设计方法和设计概念，其目标是
研究流体流动的细节，尤其是流道中的３Ｄ粘性
另外，许多学者对ＣＤＡ中采用大小叶片 、
多级轴流压气机中采用ＣＤＡ的顶部泄漏ｎ ，
ＣＤＡ的环形叶栅 等也都进行了研究。
４ ＣＤＡ展望
设计和发展高速压气机在今天更需要技术的
进步，它是一个多维问题，每一个叶片中都存在复
杂的３Ｄ流动。大量互相影响的叶栅需要达到的
峰值性能也被加入所需的维数之中，需要更加精
密和精细的方法去描述这个复杂的气动交互作用
问题。今后的研究也将更多的集中到ＣＤＡ全三
维设计与数值模拟和整体性能的实验上。
叶片弯曲成型、修型和端弯技术是降低叶栅
二次流损失重要的方法和途径 ，其主要目的与
ＣＤＡ一致，并且选两种方法叉具有互补性，ＣＤＡ
叶型应用于弯曲、修型和端弯叶片中也将会成为
今后的一个主要研究方向。
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ｐｅｒｉｍｅｎｔａ］Ｃａｓｃａｄｅ Ｐｅｒｆａ㈣ｃｅ ｆｏｒ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｉ）ｉｆｆｕｓｉｏｎ
Ｃｏｍｐｒｅ￣ｏｒ Ｓｔａｔｏｒ ＢｉｎｄｉｎｇｌＪ］．Ｊｏｕｒ￣ｌ ｏｆ Ｔｕｒｂｏｍａｅｈｉｎｅｒｙ．
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［ｊ］Ｈｏ ＹＫ．ＷａｌｋｅｒＧ ＪｔＳｔｏｗ Ｐ Ｂｏｕｎｄ￣ｙ Ｌａｙｅｒ ａｎｄＮ—ＳＡｎａｌ—
ｙｓｌａ ０ｆ ａ ＮＡＳＡ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ ＩＮ／ｆｕｓｉｏｎ Ｏａｍｐｒ￣ｓｏ＊Ｂｌａｄｅ［Ｒ￣
ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９Ｏ—ＧＴ一２３６ｔ１３口．
［６］Ｓｈｒｅ￣ｖｅ Ｒ Ｐ．Ｅｌａｚａｒ Ｙ．Ｄｒｅｏｎ Ｊ ｗｔｅｔ ａ【．ｗ ｅ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ
ａｎｄ Ｌｏｓｓ Ｅｖａ ａｔｉｏｎ ｉｎ ａ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ ｆｆｕｓｉｏｎ Ｃｏｍｐｒｅｓ￣ｒ
Ｃ￣ａｄｅ［Ｒ：．ＡｓＭＥ Ｐａｐｅｒ ９０一ＧＴ一１２ｇ，１２ ｐ１
７一Ｈ０ｂ∞ｎ Ｇ Ｖ．Ｓｌ￣ｅｅｖｅ Ｒ Ｐ Ｉｎｌｅｔ Ｔｕｒｂｕｂｎｃｅ Ｄｉｓｔｏｒｔｉｏｎ ａｄ
Ｖｉｓｒ￣ｕｓ Ｆｌｏｗ￡ｋ ０啪ｅｎｔ ｎ）ａ ＣｏｎｔｒｏｌＪｅｄ—Ｄｉ 螂Ｃｏｒｎ—
ｐｒｅｓ￣ｏｒ Ｃａｓｃａｄｅ ａｔ Ｖｅｒｙ Ｈｉｇｈ Ｉｎｃｉｄｅｎｃｅ ＥＪ］．Ｊｏｕｒｎａｌ。ｆ
Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ａｎｄ Ｐｏｗ盯１９９３，９［３）：３９７—４０４
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２２ 航空动力学报 第１７卷
［８］Ｈｏｈｓｏｎ Ｇ Ｖ．Ｄｏｂｅｒ Ｄ Ｍ Ｔｈｒｅｅ Ｄｉｍｅｎｓｌｏｎ＆ｌ Ｆ Ｌｂ…Ｏｐｔｉ ｓ
ＬＤＶ Ｍ… ｎｔ…ｔｈｅ Ｅｎｄｗａｌｌ Ｒｅｇｉｏｎ ｏｆ ａ ＬｉｎｅａＴ Ｃｄ｝
Ａｘｉａｌ ＣｏｍｐｒｅｓｍｒｉＩ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｅｎｇｉｎ￣ｒｉｎｇ ｆｏｒ Ｇ Ｔｕｒ
ｈｉｎｅｓ ａｎｄ Ｐｏｗｅｒ，Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓ ｏｆｔｈｅ ＡＳＭＥ １９８５．１０７（２）
４９４ ４Ｓ８
ｃａｄｅ ｏｆ Ｃｏｎｔｒｏ１］ｅｄ—Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ｓｔａｔｏｒ ＢｌａｄｅｓＥＲ：ＡＳＭＥ ＰａＰｅｒ
９４ ＧＴ ３５２．ｐｐｌ２
［２５３ Ｓｔｅｉｎｅｒｔ Ｗ．Ｅｉ￣ｎｂｅｒｇ Ｂ．Ｓｔａｒｋｅｎ Ｈ Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｔｅｓｄｎｇ ｏｆ ａ
Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｉｒｆｏｌｌ Ｃａ．ｓｃａｄｅ ｆ０ｒ Ｉｎｄｕｓｔｒｉａｌ Ａｘｉａｌ
［９］Ｈｏｂｓｏｎ Ｇ Ｖ，Ａｎｄｒｅｗ ｗ ＬｕＩａＴＴＪｓ Ｊ Ｈ．Ｈｕｍｂｅｒｔｏ Ｊ…Ｇａ ｉｍ
Ｒｉｃｋｅｌ Ｌａｉｒ Ｄｏｐｐｌｅｒ Ｖｅｌｏｃｉｍｅｔｒｙ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ ｉｎ ａ Ｌ、丑ｓ
Ｆｌｏｗ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ［Ｒ］．ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９０ ＧＴ
１４０，９ｐ
ｃＭｅｏｆＣｏｍ￣ｒＢｌａｄｅｓａｔ ＳｔａＵ：Ｒ：Ａ－￣ＭＥ Ｐａｐｅｒ§６ ＧＴ
４８４－１５ｐｐ．
Ｅ２６］ Ｓｔａｒｋｅｎ Ｈ，ＳｔｅｉｎｅＴｔ Ｗ．Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒ Ｓｅｐ￣ｒａｔｎｎ ａｎｄ ｉ
Ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ Ｖｉｓｕａｌｉｚｅｄ ｂｙ Ｌｉｑｕｉｄ Ｃｒｙｓｔａｔ Ｃｏａｔｉｎｇ：Ａ］Ｐｒｏ—
ｃｅｅｄｉｇｓ ｏｆｎ Ｔｒａｎｓｏｎ￣ａｎｄ Ｓｕｐｅｒｓｏｎｌａ Ｆｌｏｗ ｉｎ Ｃａｓｃａｄｅ ａｎｄ
：ｌ０］Ｇａｒｔｈ Ｖ Ｈ￣ｈｓｏｎ．Ｂｒｙｃｅ Ｅ Ｗａｋｅｆｉｅｌｄ，Ｗｉｌｌｉａｍ Ｂ Ｒｏｂｅｒｔｓ
Ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ Ａｍｐｌｉｆｉｃａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ Ｉｎｃｉｄｅｎｃｅ ａｃ ｔｈｅ ｌ￣ａｄｉｎｇ
Ｅｄｇｅ ｏｆ ａ Ｃｏｍｐ￣ｓｓｏｒ Ｃａｓｃａｄｅ［Ｒ－ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９６ ＧＴ Ｔｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｓ［Ｃ￣Ｓｅｐｔ．１９９２．Ｇｅｒｔ￣．
４０ｇ，９ｐｐ
Ｅｌ１］Ｗｏｌｆｇａｎｇ Ｓａｎｚ．Ｐ ｂｌａｘ Ｆ Ｌａｔｚｅｒ．Ｏｎ ｔｈｅ Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ Ｌａｍ
ｉｎａｒ Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ Ｂｕｂｂｌｅｓ Ｕｓｉｎｇ Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ Ｔｒ￣ｓｉｄｏｎ Ｍｏｄｅｔｓ
Ｒ ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９ ＧＴ ４ ５３．９ｐｐ
［１ ２－Ｂｒｅｎｇｅｌｍａｎｓ Ｆ Ａ Ｅ Ｔｕｒｈｏｍａｅｈｉｎｅｒｙ Ｂｌａｄｅ Ｄｅｓｉｇｎ Ｓｙｓｔｅｍ
ｒＲ ．ｖＫＩ Ｌｅｃｔｕｒｅｓ ＳｅＴｌｅｓ．Ｆｅｂ １９ｇ９．
［１３：Ｄｅｕｔ￣ｈ ＳｔＺｌａｒｋｅ Ｗ Ｃ．Ｍｅａｓｕｍｍｅｍ ｏｆ Ｂｏｕｎｄａｐｓ Ｌａｙｅｒｓ ｏＤ
ａ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｂｌａｄｅ ｉｎ Ｃａ￣ａｄｅ Ｐａｒｔ １～Ａ Ｕｎｉｑｕｅ Ｅｘｐｅｒｉ
ｍｅｎｔａｌ Ｆａｃｉｌｉｔｙ［Ｊ：．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｔｕｒｂｏｍａｅｈｉｎｅｒｙ ｌ９８７，１０９
（４）：５２０ ５２６
：ｌ４３ Ｄｅｕｔｓｃｈ Ｓ，ＺｌａｒｋｅＷ Ｃ．Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｌ Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒｓ。ｎ
ａ Ｃｏｍｇｅ￣ｓｏｒ Ｂｌａｄｅ Ｌｎ Ｃ￣ｃａｄｅ：Ｐａｒｔ ２ Ｓｕｃｔｉｏｎ Ｓｕｒｆａｃｅ
Ｂｏｕｎｄａｒｙ ＬａｙｅｒｓＥＪ］．Ｊｏｕｒｎａ［ｏｆ Ｔｕｒｈｏｍ￣ｃｈｉｎｅｒｐ ｌ９８８－１ｌ０
（１）！ｌ３８—１４ｊ．
［１５］Ｄｅｕｔｓｃｈ Ｓ，Ｚｌａｒｋｅ Ｗ Ｃ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｆ Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒｓ ｏｎ
ａ Ｃｏｍｇｅ￣ｏＴ Ｂｉｎｄｅ Ｌｎ Ｃａｓｃａｄｅ ＰａＴｔ ３ Ｐｒｅ￣ｕｒｅ Ｓｕｒｆａｃｅ
Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒｓ ａ力ｄ ｔｈｅ Ｎｅａｔ Ｗａｋｅ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎＭ ｏｆ Ｔｕｒｂｏ
ｍａｃｈｉｎｅｒｙ １９８８．１１０（１） １４６ ｌｊ２．
：ｌ６］ＺｉｅｒｋｅＷ ｃｔＤｅｕｔ￣ｈ Ｓ．Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｆ Ｂｏｕｎｄａｒｙ Ｌａｙｅｒｓ ｏＢ
ａ Ｃｏｍｐｅｅｓｓｏｒ １３１ａｄｅ Ｌｎ Ｃａｓｃａｄｅ Ｐａｒｔ ４～Ｆ１０ｗ Ｆｉｅｌｄｓ ｌｏｔ Ｉｎ
ｃｉｄｅｎｃｅ Ａｎｇｌｅｓ ｏｆ １．５ ａｎｄ ８ ５ Ｄｅｇｒｅｅｓ］Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ
Ｔｕｒｂｏｍａｃｈｉｎｅｒｙ ｌ９ｇ０．１１ ２｛ｌ Ｊ：２４１ ２５５．
［１７３ Ｋｏｙｕｎｃｕ Ｙ Ｒｅｐｏｒｔ ｏｆ Ｔｅｓｔｓ ｏｆ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ ｏｆ
ＣＤ Ｂ！ａｄｉｎｇ［Ｄ：Ｍ．Ｓ．Ｔｈｅｓｉｓ．Ｎａｖａｌ Ｐｏｓｔｇｒａｄｕａｔｅ Ｓｃｈ￣ｌｔ
ｌ９８４
［１８： Ｊｎｓ Ｊ Ｗ Ｄｅｅ￣ｎ．Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｂｌａｄｅ ｗａｋｅ
Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ［Ｄ］．Ｍ．Ｓ Ｔｈｅｓｉｓｔ Ｎａｖａｌ ＰｏｓｔｇｒａｄｕＲ［ｅ
ｅＳｈｏｏｌ，ｌ９８６
：１９］ Ｂａｙｄａｒ Ａ．Ｈｏｔ—Ｗｉｒｅ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ ｏｆ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｂｌａｄｅ
Ｗａｋｅｓ ｉｎ ａ Ｃａ．ｓｅａｄｅ ｗ１ｎｄ Ｔｕｎｎｅｌ￣Ｄｊ．Ｍ Ｓ Ｔｈｅｓｉｓ，Ｎａｖａｌ
Ｐｍｔｇｅａｄｕａｔｅ ｓｃｈ＿ｘ）ｌ，１￣８８．
［２Ｏ Ａｒｍｓｔｒｏｎｇ Ｊ Ｈ．Ｎｅａｒ—Ｓｔａｌｌ Ｌ【 Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ ｉｎ ａ Ｃ Ｄ
Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｃａｓｃａｄｅ ｗｉｔｈ Ｅｘｐｌｏｒａｔｏｒｙ ｔ＊ａｄｉｎｇ Ｅｄｇｅ Ｆｌｏｗ
Ｃｏｎｔｒｏｌ ｒＤ—Ｍ．Ｓ Ｔｈｅｓｉｓ，Ｎａｖａｌ Ｐｏｓｔｇｒａｄｕａｔｅ Ｓｃｈｏｏ１．
１９９Ｏ．
２ｌ Ｊ Ｇａ￣ｉｍ Ｒｉｃｋｅ１．Ｌａｓｅｒ Ｄｏｐｐｌｅｒ Ｖｅｌｏｃｉｍｅｔｅｒ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓ
ａｎｄ Ｆｌｏｗ Ｖｌａｕａｌｌａａｔｉｏｎ ｌ１３ ａ Ｃａｓｃａｄｅ ｏｆ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ
ｏＣｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｂｈｄｅｓ ａｔ ＳｔＭＩ『Ｄ］Ｍ Ｓ．Ｔｈｅｓｉｓ，Ｎａｖａｌ Ｐ ｃｘ￣ｔ
ｇｒａｄｕａｔｅ Ｓｅｈｔｘ）ｌ，１ ９９４．
［ｚｚ］Ｄｉｍｉｔｒｉ Ｐ Ｔ￣ｌｅｐｉｄａｋｌａ．Ｓｕｎｇ—Ｅｕｎ Ｋｉｍ．Ｍｏｄｅｌｉｎｇ ａｎｄ Ｐｒ｝
ｄｉｃｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ Ｌａｍｍａｒ Ｌ￣ｄｉｎｇ—Ｅｄｇｅ Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ ａｎｄ Ｔｒａｎ
ｓｉｄｏｎ ｉｎ ａ Ｂｌａｄｅ－Ｃ￣ａｄｅ Ｆｌｏｗ ＥＲ］．ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ§６ ＧＴ
４ｌ１．８ｐｐ
：２ａ］Ｓｔｅｐｈｅｎｓ Ｈ Ｅ．Ｓｕｐｅｒｃｒｉｔｉｃａｌ Ａｉｒｆｏｉｌ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｉｎ Ｃ０ｍｐｒｅｓ
ｓ。ｒ Ｃａ￣ａｄｅｓ Ｃｏｍｐｅｘｉｓｏｎ ｏｆ Ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎｄ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｍａｌ
Ｒｅｓｕｌｔｓ［Ｊ］ Ａ［ＡＡ ＪｏｕＴｎａｌ，ｌ９７９－ｌ ７（６）１５９４ ６９＇３
［ｚ４］Ｒｅｃｈｔｅｒ Ｈ．Ｓｔｄｎｅｒｔ Ｗ．Ｌｅｈ￣ｎｎ Ｋ．Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｃ。ｎ
ｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｉｒｆ０ｉａｌ ｗｉｔｈ Ｃｏｎｖｅｍｉｎｎａｌ ＮＡＣＡ ６ ５ Ａｉｒ
ｆｏｉｌｓ Ｄｅｖｅｌｏｐｅｄ ｆｏｒ Ｓｔａｔｏｒ Ｂｌａｄｅ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ｉｎ ａ ｂＩｕｌｔｉｓｔａｇｅ
ＥａＴ］ＳｔｅｉｎｅｒｔＷ．ＳｔａｒｋｅｎＨ Ｏｆｆ ＤｅｓｉｇｎＴｒ￣ｓｉｔ［ｏｎ ａｎｄ Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ
Ｂｅｈａｖｉｏｒ ｏｆ ａ ＣＤＡ Ｃａｓｃａｄｅ ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ［Ｒ］９４ ＧＴ
２ｉ４－ｐｌ——９．
：ｅ８３赵晓踣，秦立存可控扩压叶型变＿（＝况粘性数值分析口 ．
工程热物理学报，１９９３，１４‘４）：３８６ ３８目．
［２ｇ］Ｄｕｎｋｅｒ Ｒ，Ｒ￣ｈｔｅｒ Ｈ．Ｓｔａｒｋｅｎ Ｈ，ｅｔ ａｌ Ｒｅｄｅｓｉｇｎ ａ刀ｄ ＰｅＴ
ｆｏｒ￣ｎｃｅ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ａ Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ Ａｘｉａｌ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｓｔａｔｏｒ
ａｎｄ Ｅｑｕｌａ＇ａｌｅｎｔ Ｐｌａｎｅ Ｃａｓｃａｄｅｓ ｗｉｔｈ Ｓｕｂｓｏｎｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ
Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ｂｌａｄｅｓ＿Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ｆｏｒ Ｇａｓ Ｔｕｒ
ｈｉｎｅｓ ａｎｄ Ｐｏｗｅｒ．Ｔｒ￣ｓａｃｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ＡＳＭＥ １９８４．１０Ｂ（２）：
２７９ ２８７．
０：Ｓｅｈｍｉｄｔ』Ｆ．Ｇｅｌｄｅｒ Ｔ Ｆ．Ｄｏｎｏｖａｎ ｆＪ Ｆ Ｒｅｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｃａｓ
ｃａｄｅ Ｔｅｓｔｓ ｏｆ ａ Ｓｕｐｅｒｅｒｉｔｉｃａｌ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｎｎ Ｓｔａｔｏｒ
Ｂｌａｄｅ Ｓｅｃｔｌｏｎ［Ｒ］ＡＩＡＡ ８４ １２０７．
∞］ｓｕｄｅｒ Ｋ ｌ＿．Ｏｋｉｉｓｈｉ Ｔ Ｈ，Ｈａｔｈａｗａｙ Ｍ Ｄ．ｅｔ ａ１．Ｍｅａ
ｍｅ【ｎｓ ｏｆ ｔｈｅ Ｕｎｓｔｅａｄｖ Ｆｌｏｗ Ｆｉｅｌｄ ｗｉｔｈｉｎ【ｈｅ Ｓｔａｔｏｒ Ｒｏｗ ｏｆ
ａ ＴＴａｎｓｏｎｌａ＆ｘｉａｌ—Ｆｌｏｗ Ｆａｎ Ｉ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ａｎｄ Ａｎａｌｙ—
ｓｉｓ Ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ［Ｒ］．ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ８７ ＧＴ一２２６．９口．
［３ｚ］Ｈａｔｈａｗａｙ Ｍ Ｄ・Ｓｕｄｅｒ Ｋ Ｉ ，Ｏｋｉｉｓｈｉ Ｔ Ｈ，ｅｔ ．Ｍ￣ｓｕｒｅ
ｍｅｒｉｔｓ ｏｆ【ｋ Ｕｎｓｔｅａｄｙ Ｆｌｏｗ Ｆｉｅｌｄ ｗｉｔｈｉｎ ｔｈｅ Ｓｔａｔｍ Ｒｏｗ ｏｆ
ａ Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ Ａｘｉａｌ Ｆ１ Ｆａｎ １ Ｒｅｓｕ［ｔｓ ａｎｄ Ｄｌａｃｕ￣ｉｏｎ
ＪＲ］ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ８７ ＧＴ一２２７，１３ｐ
３３］Ｐｉｅｐｅｒ Ｓ－Ｓｃｈｕｈｅ Ｊ，Ｈｏｙｎａｃｋｉ Ａ，ｅｔ ａ１．ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＩｎｖｅｓｔｉ
ｇａｔｉｏｎ ｏｆ ａ Ｓｉｎｇｌｅ Ｓｔａｇｅ Ａｘｉａｌ Ｆｌｏｇ＇Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ｗｉｔｈ Ｃｏｎ
ｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ａｉｒｆｏｉｂ．一Ｒ］．ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９６一ＧＴ ８１．
１１ＰＰ－
ｒ３４：Ｇｏｓｔｅｌｏｗ Ｊ Ｐ，ＭｅｉｗａｎｉＮ．ＷａｌｋｅｒＧ Ｊ Ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆＳｔｒｅａｍｗｉｓｅ
Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｇｒａｄｉｅｎｔ ｏｎ Ｔｕｒｂｕｌｅｎｔ ｓｐ。ｃ Ｄｅｖｅｌｏｐｎｍｎｔ［Ｒ］
ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９ ５ ＧＴ ３０３，８ｐｐ．
［３ｊ］Ｌ１ Ｙ ｓ．ＷｅＢｓ Ｒ Ｇ Ｔｈｅ ３－Ｄ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｅＤｓｉｇｎ ａｎｄ Ｔｅｓｔ
ｏｆ ａ Ｔｈｒｅｅ Ｓｔａｇｅ Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ［Ｒ］ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ
９§一ＧＴ ６８
：３ ｓ＿Ｂｈａｓｋａｒ Ｒｏｙ．Ｕｊｊｗａｌ Ｋ Ｓｅｈａ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ｏＣｎ
ｔｒｏｌｌｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｃａｓｃａｄｅｓ ｗｉｔｈ Ｓｉｎｇｌｅ ａｎｄ Ｔａｎ
ｄｅｍ Ａｉｒｆｏｉｌｓ［Ｒ］ＡＳＭＥ Ｐａｐｅｒ ９５ ＣＴＰ ４１．７ｐｐ
＿３７：Ｈｏｗａｒｄ Ｍ Ａ．ｆｖｅｙ Ｐ Ｃ．ＢａＴｔｏ３１ Ｊ Ｐ・ｅｔ ａｌ Ｅｎｄｗａｌｌ Ｅｆｆ￣ｔｓ ａｔ
ｔｗｏ Ｔｉｐ Ｃｌｅａｒａｎｃｅｓ ｉｎ ａ Ｍｕｌｔｉｓｔａｇｅ Ａｘｉａｌ Ｆｌｏｗ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ
ｗｉｔｈ Ｃｏｎｔｒｏｇｅｄ Ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ Ｂｉｎｄｉｎｇ［Ｊ］Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｔｕｒｂｏｍａ—
ｃｈｉｎｅｒｙ．Ｔｒａｎ￣ｃｔｉｏｎｓ ｏｆｔｈｅ ＡＳＭＥ，ｌ ９９４．１１６ｆ４） ６３５
６４７
：３８］Ｓｃｈｕ￣Ｋ．Ｄａｌｂｅｒｔ Ｐ，Ｂｏｌｃｓ Ａ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｌｍ，ｅｓｔｉｇａｄｏｎ ｉｎ
Ａｎｎｕｌａｒ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ Ｃａｓｃａｄｅｓ ａｔ Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ Ｐｌｏｗ Ｃｏｎｄｉ
ｄｏｎｓ［Ｒ３．ＡｓＭＥ ＰａｐｅＴ．１９９５：１ ２ｐｐ
［３９：钟兢军弯曲叶片控制扩压叶栅二次流动的实验研究：Ｄ
暗尔滨：暗尔滨工业大学．１ ９９ ５．
（责任编辑杨再荣）