壓氣機關角度

❶ 航空發動機進氣速度壓氣機壓縮比希望詳細一點。

進氣口最前面入氣口頸部直徑一般比壓氣機的風扇直徑小，當高速空氣進入就會因為被擴張而減速，把能量化成靜壓。這樣風扇入口才有足夠的空氣比重保持流量。如果風扇入口速度太高，空氣比重就越小靜壓也越低。這樣就會造成氣流不穩定也不能有足夠功率輸出，這就是我們通常說的失速。 亞音速進氣口相對簡單於超音速進氣口。因為亞音速不用考慮到激波在進氣口形成。但是一點非常重要的是要控制附面層在進氣口內壁的形成。當附面層形成靠近內壁的空氣就會失去能量而風扇葉尖部分失速導致發動機功率輸出降低，附面層越厚情況越糟糕。還有很重要考慮飛機側風飛行時也會對進氣口內壁單邊形成附面層，同樣會使風扇一邊失速。所以進氣口設計就是無論在什麼情況要把附面層做到最薄。最常見的辦法就是把進氣口唇部設計成圓厚點。注意客機的入氣口都和風扇有相當的一段距離，留點空間讓空氣慢慢減速並增壓。

但是談到超音速進氣口，情況就會復雜點。超音速氣流不能象亞音速那樣慢慢減速，需要靠激波來壓縮和降低氣流的速度。馬赫數越高，需要的激波數量也越多。高超音速必須靠斜激波(Oblique Shock)來降低速度，經過幾次斜波後當馬赫數達到稍大於1時就可以來一個正激波(Normal shock)把流速降到亞音速，當進入亞音速時就可以用亞音速闊張的方法繼續減低流速。這樣才能保持所需的空氣流量和在不同的飛行條件下有均勻的氣流供應發動機。超音速進氣口是可變形的，而亞音速進氣口都是固定形的。

設計超音速進氣口要考慮的因素包括飛機的速度、飛行包線、發動機安裝布局、進氣口布局等，近幾年戰機的發展還要考慮到進氣口對雷達波的反射。
典型的低超音速或跨音速進氣口例子就是F16的進氣口，進氣道裡面沒有會動的面板，只有光滑的內壁，有時也有放氣門設計。進氣口是平的而不是象F15那樣斜的。這種低速高機動戰機進氣口更要求進氣穩定，因為進氣方向的角度相差大氣流在進氣道里容易產生亂流導致發動機失速。所以設計這種進氣道和超音速相比是另一種難題，高超音速的是速度難題，而低速的卻是角度難題。飛機在低超音速飛行時通常在進氣口處有一道正波壓縮空氣就夠了。

❷ 飛機噴氣方向為什麼是向後為什麼不是向前是什麼裝置限制著氣體膨脹的方向

問題提得相當好，噴氣式發動機兩頭都開口。噴氣式發動機工作的時候，進氣端是有很大的進氣壓力的，而出口卻沒有，所以只能朝後噴氣。具體來說，

1.空氣通過壓氣機壓縮後進入燃燒室。（渦輪發動機靠的進氣端的壓氣機，而沒有壓氣機的沖壓式發動機靠的是正向速度夠快後所獲得的風壓）

2.燃燒爆炸，由於前面有壓氣機的壓力，向前排不通暢，後面的渦輪是抽氣的，更好排，就向後排。

3.向後排的燃氣又推動渦輪轉動。

4.渦輪有通過變速器加速前面的壓氣機。

5.這樣就循環了！

所以，渦噴發動機的壓氣機有十幾級，當發動機啟動就是先把壓氣機運轉起來，才可以噴油點火開始工作，十幾級壓氣機產生相當大的壓力——好像能夠達到10MP級，就是達到100kg/平方厘米以上，而排氣口方向只有一、二級的渦輪阻力，向排氣口方向噴出就是必然的了。單純的沖壓式發動機在靜止的時候是不能工作的，必須要用其他手段獲得較大的初速度才行，例如蘇聯的薩姆6地空導彈就是先用火箭加速，有一定速度後再打開進氣口把火箭燃燒後剩下的空腔作為沖壓式發動機使用的，這就是所謂的復合沖壓式發動機，非常先進。

簡單的說：

1、氣流經過壓氣機壓縮進入燃燒室，在結構設計上，多層級壓氣機實際上是「完全堵住了」氣流向前迴流的通道，也就說你從燃燒室後面往前看的話，前面的通道是被壓氣機葉片完全擋住的。

2、當然壓氣機葉片之間會很很多空隙，為什麼氣流不會從這兒迴流呢？這是因為壓氣機是極高速旋轉的，所以也會帶動氣流同向高速旋轉，由於壓氣機葉片形狀和安裝角度的特殊設計，要想讓氣流迴流，只能讓氣流反向旋轉才能實現，但是在氣流流經整個發動機的過程中，包括在燃燒室被燃燒，氣溫氣壓急劇升高的情況下，都沒有任何動力改變或者降低氣流的旋轉方向，而且相對來說，氣流的旋轉動力還是非常強大的，所以說氣流迴流是不可能的。

3、從你的問題，可以看出你對氣流在發動機中的運動軌跡有一個誤解，氣流在發動機中並不是從前向後直線運動的，而是一個高速的螺旋線運動，氣流要想反向迴流，也必須是一個反向的螺旋運動才能通過壓氣機，正如第二點說的，根本就不存在一個動力形成這種反向的螺旋運動。

❸ 防止壓氣機喘振措施,原理

喘振的形成

壓氣機喘振是氣流沿壓氣機軸線方向發生的低頻率，高振幅的震盪現象。這種低頻率高振幅的氣流振盪是一種很大的激振力來源，他會導致發動機機件的強烈機械振動和熱端超溫，並在很短的時間內造成機件的嚴重損壞，所以在任何狀態下都不允許壓氣機進入喘振區工作．

喘振時的現象是；發動機的聲音由尖哨轉變為低沉；發動機的振動加大；壓氣機出口總壓和流量大幅度的波動；轉速不穩定，推力突然下降並且有大幅度的波動；發動機的排氣溫度升高，造成超溫；嚴重時會發生放炮，氣流中斷而發生熄火停車。因此，一旦發生上述現象，必須立即採取措施，使壓氣機退出喘振工作狀態。

喘振的根本原因，由於攻角過大，使氣流在葉背處發生分離而且這種氣流分離嚴重擴展至整個葉柵通道。

壓氣機由定子(stator)頁片與轉子(rotor)頁片交錯組成，一對定子頁片與轉子頁片稱為一級，定子固定在發動機框架上，轉子由轉子軸與渦輪相連。現役渦噴發動機一般為8－12級壓氣機。級數越多越往後壓力越大，當戰斗機突然做高g機動時，流入壓氣機前級的空氣壓力驟降，而後級壓力很高，此時會出現後級高壓空氣反向膨脹，發動機工作極不穩定的狀況，工程上稱為「喘振」，這是發動機最致命的事故，很有可能造成停車甚至結構毀壞。防止「喘振」發生有幾種辦法。經驗表明喘振多發生在壓氣機的5，6級間，在次區間設置放氣環，以使壓力出現異常時及時泄壓可避免喘振的發生。或者將轉子軸做成兩層同心空筒，分別連接前級低壓壓氣機與渦輪，後級高壓壓氣機與另一組渦輪，兩套轉子組互相獨立，在壓力異常時自動調節轉速，也可避免喘振。

❹ 飛機發動機的壓氣機為什麼要分好多級，它的每一級葉片角度是怎樣工作原理

這個問題比較復雜，可以當我們研究生畢業論文去寫了...
這只能給你說個大概了。
首先壓氣機每一級葉片都是分為靜葉和動葉的（不是你說的風扇，那個只有一級動葉），渦輪做功帶動前面的壓氣機的動葉（也可以理解為轉子）旋轉對從進氣道進來的空氣進行壓縮。它並不是你說的每一級的速度是一樣的，壓氣機整體是收縮的通道，空氣壓縮後體積變小了，最多也只能說是角速度一樣；在級與級之間的每一級的壓氣機轉子的角度（這裡面是有很多角度的）也是不同的，這個主要根據設計人員來決定，考慮的因素會很多，不僅僅是只考慮壓縮比的因素（效率、空間、防止喘振和發動機結構之間配合等等）。
還有一個問題，壓氣機是增壓減速的，最好可以減速到零，動壓力全部轉化為靜壓力（當然這幾乎是不可能的）。可不是你說的加速啊。
可以簡單來說壓氣機工作原理，動葉起到壓縮的作用，可是由於動葉旋轉後（目前常用的是軸流式壓氣機）將會使得空氣具有一個切向的速度，所以無法直接立刻進入下一級動葉進行壓縮，需要一級靜葉使得空氣再只進行軸向運動（切向速度為零）；靜葉的作用是保證壓氣機的壓氣效率。
目前的軍用航空發動機壓氣機的級數6、7級左右，總壓縮比在25+，開始的幾級壓縮比很高，後幾級壓縮比也就1.0X，主要是為了保證效率，和以一個穩定的流場進入燃燒室，從而提高燃燒效率；民用的級數更多10+，總壓縮是越高越好，（這個和經濟性相關）有40+。
只能說成這樣了，我就不找個大段的文章粘過來給你看了，如果你想具體從原理到設計的了解航空發動機的壓氣機工作原理，可以自己去找本書看看，相關的：葉輪機工作原理，流體力學等等

❺ 壓氣機的相關分類

由進氣系統、葉輪、擴壓器、集氣管等四部分組成
在葉輪的中央(入口)吸入空氣，離心力使空氣以高速自徑向進入擴壓器通道，在擴壓器中，氣流被減速，獲得壓升
轉子和擴壓器的葉片，有各種形狀，根據壓力-速度特性要求選用
優點：結構簡單，工作可靠，性能比較穩定
缺點：效率較低，迎風面積大
20世紀50年代以後，除小型渦軸、渦槳發動機以外，不再使用離心式壓氣機
與軸流壓氣機配合，作為壓氣機的最後一級
研究中的離心式壓氣機增壓比可以達到12以上
離心壓氣機最小流量受喘振工況的限制，最大流量受阻塞工況的限制
可以採用變轉速、進口節流、出口節流和可調進口導葉等方法進行調節，以擴大運行工況范圍
阻塞：氣流受到葉片的作用和流線曲率的影響而收縮，
在進口附近形成局部的超聲速區，超聲速去擴展到整
個喉部截面時，氣體流量達最大值，不能再增加的現象 氣體沿接近軸向流動的壓氣機，一般又稱為軸流鼓風機；動葉加速流體，靜葉起擴壓器作用，把速度轉化成壓升。近似於反動式渦輪機的逆過程
軸流壓氣機廣泛用於燃氣輪機裝置、高爐鼓風、空氣分離、天然氣液化、重油催化等裝置中壓送空氣和其他氣體
軸流式壓氣機的級= 一列轉子葉列+ （緊接著的）一列靜子葉列
轉子葉片固定在轉鼓上，靜子葉片固定在氣缸上
動葉，動能流體，壓力稍稍升高；靜子列，流體的壓力進一步升高
高壓比的裝置，壓氣機級數>20
進口導葉，沒有壓升，不屬於壓氣機第一級。
目的：氣流在進入第一級時獲得所需要的流場分布
空氣通過軸流壓氣機不斷受到壓縮，空氣比容減小、密度增加。因而，軸流壓氣機的通道截面積逐級減小，呈收斂形，壓氣機出口截面積比進口截面積要小得多
壓氣機流道vs渦輪流道
截面積↗減速、升壓 動能轉化成升壓
截面積↘增速、降壓 動能增加
注意：相對速度 氣流通過基元級時，轉子葉片給氣流作功加壓，使氣流在基元級出口處總壓和總溫都比進口處高
壓氣機基元級效率：獲得相同的總壓增壓比，
理想絕熱壓縮功 / 實際壓縮功
壓氣機基元級氣流參數沿葉高方向變化很大 因為：
工作輪基元級的切線速度u沿葉高不相等，使得工作輪對氣流所作的功沿葉高不相等。
工作輪後空氣旋轉流場中，必然產生徑向壓力差，半徑越大，靜壓越高，使氣體微團產生向心加速度
改變葉片形狀（工作輪葉片和導流器葉片呈扭曲狀 ）
軸流式壓氣機某一級出現失速，並不是沿整個環面同時發生，而是在部分葉片中某個部位上首先發生，而且失速區不是固定在這些葉片上。失速區相對於工作輪葉柵向與旋轉方向相反的方向移動。
多級軸流壓氣機，在下面兩種情況下容易發生喘振：
在一定轉速下工作時，若出口反壓增大，使空氣流量降低到一定程度時，就會出現喘振
當發動機偏離設計工作狀況而降低轉速時容易發生喘振
設計增壓比較低的多級軸流壓氣機，進出口截面積的變化較小，不容易發生喘振
喘振發生時，出現強烈的不穩定工作現象：流過壓氣機的氣流沿壓氣機的軸線方向產生低頻高振幅的強烈振盪，壓氣機出口平均壓力急劇下降，出口總壓、流量、流速產生大幅度脈動，並伴隨有強烈放炮聲 ①從多級軸流壓氣機的某一個或數個中間截面放氣
當壓氣機轉速低於一定數值時將放氣門打開，其目的是為了增加前幾級壓氣機的空氣流量，避免前幾級因攻角過大而產生氣流分離。中間級放氣也避免了後幾級壓氣機進口流速過大，攻角過小，甚至為負值，使增壓比和效率降低的現象
簡單，不經濟（把已經壓縮過的空氣放到周圍大氣中去，損失了壓縮這部分空氣的機械功）
②第一級採用可調進口導葉和靜葉，低轉速時，它們可以閉攏 提高氣流的軸向速度，防止失速，以致可以接近最佳運轉工況。（最後幾級用可調進口導葉和靜葉也可）
③採用雙軸或三軸結構
單級增壓比很小1.15~1.35，為了獲得較高的增壓比，一般採用多級結構。空氣在壓氣機中被逐級增壓後，密度和溫度也逐級提高
軸流壓縮機的主要性能參數：壓力、流量、功率、效率、轉速。
最小流量受喘振工況限制，最大流量受阻塞工況限制。可以採用變轉速、進口節流、出口節流和可調靜葉等方法進行調節，以擴大運行工況范圍 離心式壓氣機
優點：壓氣機級壓比高、有良好的運轉范圍 、在運轉范圍內能保持良好效率 製造容易、成本低 重量輕
缺點：橫截面積大，損失隨著級數增大 最多2級
軸流式壓氣機
優： 峰值效率較高，用損失低的許多級可以達到高壓比，橫截面積小，質量流量大
缺：效率良好的運轉范圍狹窄，製造費用高，重量大，起動功率（可能）較高

❻ 軸流壓氣機特性曲線是如何畫出來的

我最近學了離心壓氣機，軸流類似，首先轉速一定，如果是同一台壓氣機，那麼流量系數G/(ρ1u2d2d2)只與容積流量有關，如果是定比熱完全氣體假設，那麼壓比一定，所需要的單位質量加功量（輪緣功H=u2v-u1v1）是基本一定的（如果同一台意味著氣流角一樣），那麼載荷系數H/u2u2應該是唯一的，那麼無量綱比轉速（流量系數（我前面說的）與載荷系數的比有關）是確定的，而無量綱比轉速與壓氣機效率有經驗式的關系。綜上所述，其他條件一樣，流量與壓比跟比轉速相關，即流量與壓比在某個轉速下有一條效率曲線，那麼跟特性曲線是差不多的，效率差的可以理解成喘振邊界與堵塞邊界，我馬上就要變成學者了，以上是我畢設研究的內容，其實很多都是參考的，但是我做的是不同壓氣機流量壓比與轉速跟效率的關系，因為這其中牽扯到很多，有滑移因子，擴散因子，葉片數，氣流角，甚至雷諾數，若是非完全氣體還要加上氣體曲線，以上都不是我所關注的，但是都是要考慮的。至於你文中提到的流量什麼系數，應該是跟堵塞或者喘振有關的，影響太多，若是真的要研究特性曲線，得知道整個過程，不是說壓比，流量，轉速就能確定的，如果你是非專業人員則自動忽略這句話。建議參考《離心壓氣機手冊》

❼ 噴氣式飛機的葉輪角度最好是多少度

是說壓氣機吧？
呵呵，風扇的角度是變化的，隨著離軸的距離越遠，那麼角度越小，不是直的，而是扭曲的^_^
計算比較復雜就不說了

❽ 關於航空發動機的壓氣機

讓我來告訴你吧！
你說的沒錯，壓氣機整體上看是收斂形的，從垂直靜子葉片的截面上看，但是靜子葉片卻又是擴散形的。
壓氣機的主要功用是對流過它的空氣進行壓縮，提高空氣的壓力，為燃氣膨脹做功創造條件，所以整個氣流通道是收斂形的，以利於壓縮空氣。
但是在軸流式壓氣機中，無論是工作葉輪，還是整流器兩個相鄰葉片間的通道是擴張形的。如圖一；

軸流式壓氣機由高速旋轉的轉子和與機匣固定在一起不動的靜子組成。每一級轉子在前，它的功用是對空氣作功，壓縮空氣，提高空氣的壓力；靜子在後，它使空氣擴壓；繼續提高空氣的壓力。
靜子是由整流器(整流環)構成的，每個整流器由外環、內環和若干個整流葉片形成，整流葉片先固定在內、外環之間，或幾個葉片成組地裝配在一起，然後再固定在機匣上，形成不動的靜子。
轉子是由工作葉輪構成的，在輪盤的輪緣上安裝有若干個工作葉片便形成一個工作葉輪。
軸流式壓氣機主要是利用擴散增壓的原理來提高空氣壓力的。根據氣動知識得知亞音速氣流流過擴張形通道時，速度降低，壓力升高。
如圖二和圖三,用C表示絕對速度，w表示相對速度，u表示牽連速度，β是角度，①表示動葉進口時的狀態，②表示動葉出口時的狀態；
C=W+U （矢量和）
則 C1=W1+U1
C2=W2+U2
由圖看出，W2<W1 而,C2>C1，
當空氣流過工作葉輪葉柵通道時，由於高速旋轉的葉片對空氣作功，使氣流的絕對速度C增大，同時由於葉片間的通道是擴張形的，則使氣流的相對速度W降低，相對運動動能轉變為壓力位能和內能，使氣流的壓力和溫度上升，對氣流作功，還使氣流的總壓和總溫都提高。
靜子的情況更簡單，當氣流流過整流器葉柵通道後，由於整流環葉片間的通道也是擴張形的，使氣流的絕對速度降低，絕對運動動能轉變為壓力位能和內能，使氣流壓力進一步提高，溫度也繼續上升。由於在整流葉柵通道內是絕能流動，故氣流總壓略有下降，而總溫保持不變。
在葉輪內，絕對速度增大，相對速度減小，同時，總壓、靜壓和總溫、靜溫都提高；在整流器內，絕對速度減小，靜壓和靜溫提高，但總壓下降,總溫保持不變。
由此可見，空氣在流過壓氣機時,不僅在葉輪內受到壓縮，而且在整流器內也受到壓縮。在葉輪內，空氣壓力的提高，是相對運動動能減小的結果；在整流器內，是絕對運動動能減小的結果。但是，不論是葉輪還是整流器，空氣增壓都是高速旋轉的葉片對空氣作功的結果。這是因為，如果葉輪不轉動，則葉輪進口氣流相對速度就得不到提高，同樣，如果葉輪不對空氣作功，葉輪出口氣流絕對速度也得不到提高。

❾ 活塞式壓氣機的壓縮過程指數大一些好還是小一些好

多變指數跟氣體性質有關，你說的壓縮過程應該是壓氣機壓縮空氣，k=1.4;而膨脹過程應該發生在渦輪中，工質為燃氣，k=1.333。