轴流压气机，是气流基本平行于旋转叶轮轴线流动的压气机。轴流压气机是功率在1MW及以上的燃气轮机中使用最普遍的压气机类型。这类压气 机大多采用多级，级数在7〜22之间。

1853年，法国科学院的Tournaire提出了多级 轴流压气机的概念，时隔30年后的1884年，进行 了世界上第一次轴流压气机试验。该试验简单地将 多级涡轮反转，效率极低。直至1904年，Charles Parsons才研制了真正意义上的轴流压气机，这台压 气机没有达到预定的压比，在设计点附近失速，效率 仅为50%~60%，但这是一个具有重要意义的起步。

20世纪30年代，美国NACA(NASA前身)和英 国 RAE(Royal Aircraft Establishment)开展了大量的 轴流压气机研究工作，研制了多种轴流压气机。其 中，1938年，RAE研制成功8级轴流压气机(Anne)， 压比为2.4。50年代末，GE公司的J79发动机17级 压气机，压比为12.5。70~80年代，第三代战斗机动力上采用的压气机全面研制成功，F110发动机9级 压气机压比达到9.7,RD33发动机的9级压气机压比 为7，F100发动机10级压气机总压比为7.8，这些压 气机的很多设计技术在今天仍然非常实用。1982年， GE公司的E3发动机10级压气机压比达到23。推重 比10发动机F119的6级高压压气机压比约为8。

90年代末，GE公司与艾利逊预研公司联合研 制的4级压气机达到了 F100发动机的10级压气 机同样的总压比，该压气机通过IHPTET计划得到 了验证。本世纪初，MTU公司成功地研制了 6级高 压压气机，总压比约为11，已被选为PW6000发动 机的高压压气机，这是这一量级的高负荷压气机首 次在发动机上得到应用，该项目还获得2002年德国 工业创新奖。

近年来，一些新的气动设计概念逐步应用于压气机设计，1998年麻省理工学院(MIT) Kerrebrock提 出的3级吸附式压气机方案的压比达到了 27;2000 年，北航陈懋章院士作出了2级大小叶片压气机实 现压比6的方案。

从上述发展过程可以看出，压气机的级负荷在 不断增大，性能也在不断提高，而且近年来由于先进 技术的应用，轴流压气机的技术水平进入了跨越式 发展时期。

一个世纪以来，伴随着气动热力学、计算流体力学的发展，轴流压气机的设计系统在不断进步，带动 着压气机设计水平的提高。

20世纪初采用螺桨理论设计叶片。20~30年代， 采用孤立叶型理论设计压气机。30年代中期开始， 由于叶栅空气动力学的发展和大量平面叶栅试验的 支持，研制了一系列性能较高的轴流压气机。50年 代开始采用二维设计技术，用简单径向平衡方程计 算子午流面参数，叶片由标准叶型设计。70年代，建 立了准三维设计体系，流线曲率通流计算和叶片-叶片流动分析是这一体系的基础，可控扩散叶型等 先进叶型技术得到应用。90年代初以来，以三维粘 性流场分析为基础的设计体系促进了压气机设计技 术的快速发展。

由于固有的逆压梯度、高度三维、高度非定常等 特点，压气机的研制难度很大。特别是多级高压压 气机，级间匹配和全工况下性能优化均很困难，尽管 设计体系在不断完善，但由于设计指标同时也在不 断提高，多级轴流压气机设计仍然是发动机的瓶颈 技术之一，一般需要多轮修改才能满足设计要求。

E3发动机是美国20世纪较成功的研究项目： GE公司的E3高压压气机研究经历了四轮才满足 核心机及发动机的要求。第一次试验了 10级压气 机的前6级，喘振裕度为6%，而设计要求为14%; 对修改设计后组装的第1台份10级压气机进行试 验，喘振裕度为11%(要求18%)，效率为0.838(要 求0.86)，没有达到要求；改进后的第2台份10级压 气机试验喘振裕度达到14%，但仍未达到要求的 18%;在此后修改的10级压气机才基本达到设计要 求。P&W公司研制的E3高压压气机第一台份也 未达到要求，试验喘振裕度为12.6%(要求20%)，效 率为0.851(要求0.865),而修改后的第2台份的 试验结果未见报道。

资料表明：罗罗公司的喘达800发动机低压压 气机进行了6台试验件试验，用于改善中间转速喘 振裕度、提高高转速效率、研究叶尖间隙对效率和喘 振裕度的影响、研究机匣处理和容腔对效率和喘振 裕度的影响、适应发动机要求修改等。近年来的一个 典型例子是，PAW公司设计的PW6000压气机没有 达到预定目标，PW6000发动机只得改用MTU公司 的6级高压压气机。

我国的多级轴流压气机研制与国外先进发动机 公司相比，由于缺少工程实用的设计规范和大量试 验数据的支持，更多地依赖个人经验和判断，设计的 不确定度更大。

轴流压气机由多级组成，每一级包含一排转子叶片和随后的一排静子叶片。工质首先由转子叶片加速，在静子叶片通道减速，将转子中的动能转变为静压能，该过程在多级叶片中反复进行，直到总压比达到要求为止。

在压气机中，气流总是处于逆压力梯度状态，压比越高，压气机设计越困难。在转子和静子叶片通道内，气流流动由一系列的扩散过程组成：虽然在转子叶片通道中，气流的绝对速度有所增加，但是气体相对于转子的流速却减小了，也就是说，转子通道内也为扩散流动。叶片通道截面的变化要适应气流的扩散过程。每一级中气流扩散程度有限，意味着压气机每一级的压比有限。而涡轮为顺压力梯度，气流在收敛叶片通道内加速(见图2)，因此，单级压气机的增压比较单级涡轮的落压比要小得多，这就是单级涡轮可以驱动多级压气机的原因。

根据气动力学和试验结果来详细设计压气机叶片是非常必要的，这样做不仅仅是为了减少损失，还为了尽量减少失速发生。失速现象在轴流压气机中十分普遍，尤其在压比较高时，失速问题更为明显。对于叶型来说，当气流方向和叶片角度差(也就是攻角)过大时，就会发生失速现象。压气机中，压力梯度与气流流动方向相反，不利于气流稳定流动，当流量和转速偏离设计值时，就容易发生逆流现象。

图1所示的压气机有进口导流叶片(IGV)，引导气流进入第1级压气机。许多工业发动机的压气机进口导流叶片角度是可调的，随着转速的变化而调节，从而改变进入压气机第一级的气流角度，以改善非设计状态性能。可是，大多数的飞机发动机都取消了进口导流叶片，其目的主要是为了获得更高的单位面积流量、更轻的发动机重量，并且还有益于降低噪声和提高防冰性能。

图1表明，高压比压气机从前往后叶片尺寸变化明显。这是由于设计者总是希望气流以近似恒定的轴向速度通过压气机，然而，随着气流向后流动，气体密度增加，需要减小流通面积，导致叶片尺寸减小。当发动机转速低于设计转速时，后面级气流的密度将远离设计值，气流轴向速度变得不恰当，从而导致气流失速和压气机喘振。解决该问题有几种方法，但都会导致结构更加复杂。罗·罗公司和普·惠公司的方案是采用多转子结构，而GE公司优先采取的是可调静子叶片结构。图1所示为GE公司的一个压气机，其进口导流叶片和前6级静子是可调的。对于涡扇发动机来说，风扇和压气机的直径差异特别大，需要采用多转子结构。普·惠公司和GE公司采用了双转子方案，但罗·罗公司采取的是三转子方案。另外一种方案是使用放气阀门，在一些先进发动机上，有时需要综合采用以上所有方案。在设计工作的初期就需要充分考虑压气机在非设计工况的性能，这一点尤其重要。

早期的轴流压气机，都是亚声速型，必须采用翼型截面造型才能获得高效率。大流量、高压比的压气机的设计需求导致马赫数增加，尤其是第一级转子叶片的尖部。最终采用了跨声速压气机(即叶片的某一高度以上的气流速度超过声速)来解决这个问题。研究认为，对跨声速叶片最有效的方法是采用圆弧截面叶型，常用的是双圆弧叶型。随着马赫数进一步增大，抛物线叶型叶片效率更高。高性能压气机已不在采用翼型截面了。

轴流压气机（如图3所示）由转子和静子组成，其中转子由轮盘、轴和装在轮盘上的转动叶片组成；静子由机匣与装在它上面的静子叶片排组成。转子和静子前后交错排列构成全台压气机。

轴流压气机属叶轮机械。它是航空燃气涡轮发动机的重要部件，其功能是对流入的气体加功增压，即对流入的气体加入机械能作压缩功以提高气体的压力。

压气机的完整设计过程包括以下几个步骤：

（1）确定转速和流道尺寸。

（2）给定效率，确定压气机级数。

（3）计算每一级平均半径处的气流角。

（4）确定从叶根至叶尖的气流角变化。

（5）压缩效应研究。

（6）根据叶栅试验数据选择压气机叶型。

（7）使用叶栅数据，核查之前假定的效率。

（8）评估非设计点性能。

（9）台架试验。

基于同样的无量纲化换算方法，轴流式压气机的特性曲线与离心式压气机的形式相似。也就是说，在相同的换算转速 下，给出压比P02：P01。等熵效率η，和换算流量 的关系曲线。

图4给出了一组典型的轴流压气机特性曲线，可以看出等转速特性线所包含的流量范围远比离心式压气机中的狭小。在高转速下，等转速特性线变得非常陡峭并最终垂直。每条等转速特性线都在喘振和堵塞点处达到边界。由于喘振点通常在曲线达到峰值点之前，而设计工作点一般在峰值附近，因此设计工作点非常靠近喘振边界线，这使得轴流压气机的稳定工作范围较小。若燃气轮机的压气机采用轴流式设计，如果想要在远离设计点的工作条件下避免进入不稳定区工作，需要特别注意级间匹配问题。轴流式压气机中的喘振机制非常复杂，还尚未完全弄明白。区分喘振和失速通常很困难，而且一种现象可能很容易就导致另一种。

压气机只有在外部动力源驱动时才能获得完整的压气机特性；当压气机与燃烧室和涡轮共同工作时，压气机的运行范围严重受到限制。驱动装置必须能够变化工作转速，转速能够连续变化且可以被准确控制。过去压气机试验台由电动马达、蒸汽涡轮或燃气涡轮驱动。试验压气机的主要问题之一是非常大的功率需求，如下例所示。协和式飞机的奥林巴斯593发动机的压气机在起飞阶段吸收约75MW功率，其中约25MW给了低压压气机，而50MW给了高压压气机。350kN涡扇发动机的典型风扇级将1100kg/s的空气压缩至压比为1.7需要约60MW功率。降低总功率需求的两种方法是对压气机进口节流或用缩比模型进行试验。进口节流会降低气流密度，从而降低进口流量，减少总功耗；然而随之而来的主要问题是随着密度降低而大幅度减小的雷诺数影响。雷诺数可能以4或更大的因数大大减小，会增大黏性损失的相对量级，使压气机效率值下降至严重失实的低值。西门子-威斯汀豪斯在其先进涡轮系统压气机的发展中使用进口节流试验，所并功率从大约300MW降低至25MW。ABB使用其250MW再热燃气涡轮压气机的30%缩比模型，将使功率需求为25～30MW。单级风扇更应该用缩比模型进行试验，尤其是用于评估新气动设计技术；风扇也可能装满仪器在新研发的发动机上试验。压气机试验的另一个问题是试验台中压气机的工作环境与在发动机平台中的不一样，这是由于不同机匣温度导致的叶尖间隙变化和热膨胀引起的轴向运动等因素的影响。一些制造商喜欢在燃气发生器台上进行压气机试验，配装真实的燃烧系统和涡轮，使压气机在真实的发动机工作条件下工作，但是这需要采用可调喷管来控制合理的压气机特性范围。由此可见压气机试验不仅复杂而且昂贵，但是对于高性能发动机的发展是非常必要的。

轴流压气机与离心压气机具有如下优点：

（1）给定流量和压比，最大迎风面积较小。例如，在压比为5:1，相同流量下，轴流压气机直径只有离心压气机的一半左右。

（2）轴流压气机直径较小通常导致重量较轻。

（3）当质量流量大于5Kg/s时，轴流压气机将具有更高的等熵效率，并随着质量流量的增大效率进一步增大。

（4）由于制造困难，离心叶轮直径存在一个实际上限，大约为0.8米，并因此限制了流量和压比的增大。