压气机关角度

❶ 航空发动机进气速度压气机压缩比希望详细一点。

进气口最前面入气口颈部直径一般比压气机的风扇直径小，当高速空气进入就会因为被扩张而减速，把能量化成静压。这样风扇入口才有足够的空气比重保持流量。如果风扇入口速度太高，空气比重就越小静压也越低。这样就会造成气流不稳定也不能有足够功率输出，这就是我们通常说的失速。 亚音速进气口相对简单于超音速进气口。因为亚音速不用考虑到激波在进气口形成。但是一点非常重要的是要控制附面层在进气口内壁的形成。当附面层形成靠近内壁的空气就会失去能量而风扇叶尖部分失速导致发动机功率输出降低，附面层越厚情况越糟糕。还有很重要考虑飞机侧风飞行时也会对进气口内壁单边形成附面层，同样会使风扇一边失速。所以进气口设计就是无论在什么情况要把附面层做到最薄。最常见的办法就是把进气口唇部设计成圆厚点。注意客机的入气口都和风扇有相当的一段距离，留点空间让空气慢慢减速并增压。

但是谈到超音速进气口，情况就会复杂点。超音速气流不能象亚音速那样慢慢减速，需要靠激波来压缩和降低气流的速度。马赫数越高，需要的激波数量也越多。高超音速必须靠斜激波(Oblique Shock)来降低速度，经过几次斜波后当马赫数达到稍大于1时就可以来一个正激波(Normal shock)把流速降到亚音速，当进入亚音速时就可以用亚音速阔张的方法继续减低流速。这样才能保持所需的空气流量和在不同的飞行条件下有均匀的气流供应发动机。超音速进气口是可变形的，而亚音速进气口都是固定形的。

设计超音速进气口要考虑的因素包括飞机的速度、飞行包线、发动机安装布局、进气口布局等，近几年战机的发展还要考虑到进气口对雷达波的反射。
典型的低超音速或跨音速进气口例子就是F16的进气口，进气道里面没有会动的面板，只有光滑的内壁，有时也有放气门设计。进气口是平的而不是象F15那样斜的。这种低速高机动战机进气口更要求进气稳定，因为进气方向的角度相差大气流在进气道里容易产生乱流导致发动机失速。所以设计这种进气道和超音速相比是另一种难题，高超音速的是速度难题，而低速的却是角度难题。飞机在低超音速飞行时通常在进气口处有一道正波压缩空气就够了。

❷ 飞机喷气方向为什么是向后为什么不是向前是什么装置限制着气体膨胀的方向

问题提得相当好，喷气式发动机两头都开口。喷气式发动机工作的时候，进气端是有很大的进气压力的，而出口却没有，所以只能朝后喷气。具体来说，

1.空气通过压气机压缩后进入燃烧室。（涡轮发动机靠的进气端的压气机，而没有压气机的冲压式发动机靠的是正向速度够快后所获得的风压）

2.燃烧爆炸，由于前面有压气机的压力，向前排不通畅，后面的涡轮是抽气的，更好排，就向后排。

3.向后排的燃气又推动涡轮转动。

4.涡轮有通过变速器加速前面的压气机。

5.这样就循环了！

所以，涡喷发动机的压气机有十几级，当发动机启动就是先把压气机运转起来，才可以喷油点火开始工作，十几级压气机产生相当大的压力——好像能够达到10MP级，就是达到100kg/平方厘米以上，而排气口方向只有一、二级的涡轮阻力，向排气口方向喷出就是必然的了。单纯的冲压式发动机在静止的时候是不能工作的，必须要用其他手段获得较大的初速度才行，例如苏联的萨姆6地空导弹就是先用火箭加速，有一定速度后再打开进气口把火箭燃烧后剩下的空腔作为冲压式发动机使用的，这就是所谓的复合冲压式发动机，非常先进。

简单的说：

1、气流经过压气机压缩进入燃烧室，在结构设计上，多层级压气机实际上是“完全堵住了”气流向前回流的通道，也就说你从燃烧室后面往前看的话，前面的通道是被压气机叶片完全挡住的。

2、当然压气机叶片之间会很很多空隙，为什么气流不会从这儿回流呢？这是因为压气机是极高速旋转的，所以也会带动气流同向高速旋转，由于压气机叶片形状和安装角度的特殊设计，要想让气流回流，只能让气流反向旋转才能实现，但是在气流流经整个发动机的过程中，包括在燃烧室被燃烧，气温气压急剧升高的情况下，都没有任何动力改变或者降低气流的旋转方向，而且相对来说，气流的旋转动力还是非常强大的，所以说气流回流是不可能的。

3、从你的问题，可以看出你对气流在发动机中的运动轨迹有一个误解，气流在发动机中并不是从前向后直线运动的，而是一个高速的螺旋线运动，气流要想反向回流，也必须是一个反向的螺旋运动才能通过压气机，正如第二点说的，根本就不存在一个动力形成这种反向的螺旋运动。

❸ 防止压气机喘振措施,原理

喘振的形成

压气机喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频率，高振幅的震荡现象。这种低频率高振幅的气流振荡是一种很大的激振力来源，他会导致发动机机件的强烈机械振动和热端超温，并在很短的时间内造成机件的严重损坏，所以在任何状态下都不允许压气机进入喘振区工作．

喘振时的现象是；发动机的声音由尖哨转变为低沉；发动机的振动加大；压气机出口总压和流量大幅度的波动；转速不稳定，推力突然下降并且有大幅度的波动；发动机的排气温度升高，造成超温；严重时会发生放炮，气流中断而发生熄火停车。因此，一旦发生上述现象，必须立即采取措施，使压气机退出喘振工作状态。

喘振的根本原因，由于攻角过大，使气流在叶背处发生分离而且这种气流分离严重扩展至整个叶栅通道。

压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。

❹ 飞机发动机的压气机为什么要分好多级，它的每一级叶片角度是怎样工作原理

这个问题比较复杂，可以当我们研究生毕业论文去写了...
这只能给你说个大概了。
首先压气机每一级叶片都是分为静叶和动叶的（不是你说的风扇，那个只有一级动叶），涡轮做功带动前面的压气机的动叶（也可以理解为转子）旋转对从进气道进来的空气进行压缩。它并不是你说的每一级的速度是一样的，压气机整体是收缩的通道，空气压缩后体积变小了，最多也只能说是角速度一样；在级与级之间的每一级的压气机转子的角度（这里面是有很多角度的）也是不同的，这个主要根据设计人员来决定，考虑的因素会很多，不仅仅是只考虑压缩比的因素（效率、空间、防止喘振和发动机结构之间配合等等）。
还有一个问题，压气机是增压减速的，最好可以减速到零，动压力全部转化为静压力（当然这几乎是不可能的）。可不是你说的加速啊。
可以简单来说压气机工作原理，动叶起到压缩的作用，可是由于动叶旋转后（目前常用的是轴流式压气机）将会使得空气具有一个切向的速度，所以无法直接立刻进入下一级动叶进行压缩，需要一级静叶使得空气再只进行轴向运动（切向速度为零）；静叶的作用是保证压气机的压气效率。
目前的军用航空发动机压气机的级数6、7级左右，总压缩比在25+，开始的几级压缩比很高，后几级压缩比也就1.0X，主要是为了保证效率，和以一个稳定的流场进入燃烧室，从而提高燃烧效率；民用的级数更多10+，总压缩是越高越好，（这个和经济性相关）有40+。
只能说成这样了，我就不找个大段的文章粘过来给你看了，如果你想具体从原理到设计的了解航空发动机的压气机工作原理，可以自己去找本书看看，相关的：叶轮机工作原理，流体力学等等

❺ 压气机的相关分类

由进气系统、叶轮、扩压器、集气管等四部分组成
在叶轮的中央(入口)吸入空气，离心力使空气以高速自径向进入扩压器通道，在扩压器中，气流被减速，获得压升
转子和扩压器的叶片，有各种形状，根据压力-速度特性要求选用
优点：结构简单，工作可靠，性能比较稳定
缺点：效率较低，迎风面积大
20世纪50年代以后，除小型涡轴、涡桨发动机以外，不再使用离心式压气机
与轴流压气机配合，作为压气机的最后一级
研究中的离心式压气机增压比可以达到12以上
离心压气机最小流量受喘振工况的限制，最大流量受阻塞工况的限制
可以采用变转速、进口节流、出口节流和可调进口导叶等方法进行调节，以扩大运行工况范围
阻塞：气流受到叶片的作用和流线曲率的影响而收缩，
在进口附近形成局部的超声速区，超声速去扩展到整
个喉部截面时，气体流量达最大值，不能再增加的现象 气体沿接近轴向流动的压气机，一般又称为轴流鼓风机；动叶加速流体，静叶起扩压器作用，把速度转化成压升。近似于反动式涡轮机的逆过程
轴流压气机广泛用于燃气轮机装置、高炉鼓风、空气分离、天然气液化、重油催化等装置中压送空气和其他气体
轴流式压气机的级= 一列转子叶列+ （紧接着的）一列静子叶列
转子叶片固定在转鼓上，静子叶片固定在气缸上
动叶，动能流体，压力稍稍升高；静子列，流体的压力进一步升高
高压比的装置，压气机级数>20
进口导叶，没有压升，不属于压气机第一级。
目的：气流在进入第一级时获得所需要的流场分布
空气通过轴流压气机不断受到压缩，空气比容减小、密度增加。因而，轴流压气机的通道截面积逐级减小，呈收敛形，压气机出口截面积比进口截面积要小得多
压气机流道vs涡轮流道
截面积↗减速、升压 动能转化成升压
截面积↘增速、降压 动能增加
注意：相对速度 气流通过基元级时，转子叶片给气流作功加压，使气流在基元级出口处总压和总温都比进口处高
压气机基元级效率：获得相同的总压增压比，
理想绝热压缩功 / 实际压缩功
压气机基元级气流参数沿叶高方向变化很大 因为：
工作轮基元级的切线速度u沿叶高不相等，使得工作轮对气流所作的功沿叶高不相等。
工作轮后空气旋转流场中，必然产生径向压力差，半径越大，静压越高，使气体微团产生向心加速度
改变叶片形状（工作轮叶片和导流器叶片呈扭曲状 ）
轴流式压气机某一级出现失速，并不是沿整个环面同时发生，而是在部分叶片中某个部位上首先发生，而且失速区不是固定在这些叶片上。失速区相对于工作轮叶栅向与旋转方向相反的方向移动。
多级轴流压气机，在下面两种情况下容易发生喘振：
在一定转速下工作时，若出口反压增大，使空气流量降低到一定程度时，就会出现喘振
当发动机偏离设计工作状况而降低转速时容易发生喘振
设计增压比较低的多级轴流压气机，进出口截面积的变化较小，不容易发生喘振
喘振发生时，出现强烈的不稳定工作现象：流过压气机的气流沿压气机的轴线方向产生低频高振幅的强烈振荡，压气机出口平均压力急剧下降，出口总压、流量、流速产生大幅度脉动，并伴随有强烈放炮声 ①从多级轴流压气机的某一个或数个中间截面放气
当压气机转速低于一定数值时将放气门打开，其目的是为了增加前几级压气机的空气流量，避免前几级因攻角过大而产生气流分离。中间级放气也避免了后几级压气机进口流速过大，攻角过小，甚至为负值，使增压比和效率降低的现象
简单，不经济（把已经压缩过的空气放到周围大气中去，损失了压缩这部分空气的机械功）
②第一级采用可调进口导叶和静叶，低转速时，它们可以闭拢 提高气流的轴向速度，防止失速，以致可以接近最佳运转工况。（最后几级用可调进口导叶和静叶也可）
③采用双轴或三轴结构
单级增压比很小1.15~1.35，为了获得较高的增压比，一般采用多级结构。空气在压气机中被逐级增压后，密度和温度也逐级提高
轴流压缩机的主要性能参数：压力、流量、功率、效率、转速。
最小流量受喘振工况限制，最大流量受阻塞工况限制。可以采用变转速、进口节流、出口节流和可调静叶等方法进行调节，以扩大运行工况范围 离心式压气机
优点：压气机级压比高、有良好的运转范围 、在运转范围内能保持良好效率 制造容易、成本低 重量轻
缺点：横截面积大，损失随着级数增大 最多2级
轴流式压气机
优： 峰值效率较高，用损失低的许多级可以达到高压比，横截面积小，质量流量大
缺：效率良好的运转范围狭窄，制造费用高，重量大，起动功率（可能）较高

❻ 轴流压气机特性曲线是如何画出来的

我最近学了离心压气机，轴流类似，首先转速一定，如果是同一台压气机，那么流量系数G/(ρ1u2d2d2)只与容积流量有关，如果是定比热完全气体假设，那么压比一定，所需要的单位质量加功量（轮缘功H=u2v-u1v1）是基本一定的（如果同一台意味着气流角一样），那么载荷系数H/u2u2应该是唯一的，那么无量纲比转速（流量系数（我前面说的）与载荷系数的比有关）是确定的，而无量纲比转速与压气机效率有经验式的关系。综上所述，其他条件一样，流量与压比跟比转速相关，即流量与压比在某个转速下有一条效率曲线，那么跟特性曲线是差不多的，效率差的可以理解成喘振边界与堵塞边界，我马上就要变成学者了，以上是我毕设研究的内容，其实很多都是参考的，但是我做的是不同压气机流量压比与转速跟效率的关系，因为这其中牵扯到很多，有滑移因子，扩散因子，叶片数，气流角，甚至雷诺数，若是非完全气体还要加上气体曲线，以上都不是我所关注的，但是都是要考虑的。至于你文中提到的流量什么系数，应该是跟堵塞或者喘振有关的，影响太多，若是真的要研究特性曲线，得知道整个过程，不是说压比，流量，转速就能确定的，如果你是非专业人员则自动忽略这句话。建议参考《离心压气机手册》

❼ 喷气式飞机的叶轮角度最好是多少度

是说压气机吧？
呵呵，风扇的角度是变化的，随着离轴的距离越远，那么角度越小，不是直的，而是扭曲的^_^
计算比较复杂就不说了

❽ 关于航空发动机的压气机

让我来告诉你吧！
你说的没错，压气机整体上看是收敛形的，从垂直静子叶片的截面上看，但是静子叶片却又是扩散形的。
压气机的主要功用是对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力，为燃气膨胀做功创造条件，所以整个气流通道是收敛形的，以利于压缩空气。
但是在轴流式压气机中，无论是工作叶轮，还是整流器两个相邻叶片间的通道是扩张形的。如图一；

轴流式压气机由高速旋转的转子和与机匣固定在一起不动的静子组成。每一级转子在前，它的功用是对空气作功，压缩空气，提高空气的压力；静子在后，它使空气扩压；继续提高空气的压力。
静子是由整流器(整流环)构成的，每个整流器由外环、内环和若干个整流叶片形成，整流叶片先固定在内、外环之间，或几个叶片成组地装配在一起，然后再固定在机匣上，形成不动的静子。
转子是由工作叶轮构成的，在轮盘的轮缘上安装有若干个工作叶片便形成一个工作叶轮。
轴流式压气机主要是利用扩散增压的原理来提高空气压力的。根据气动知识得知亚音速气流流过扩张形通道时，速度降低，压力升高。
如图二和图三,用C表示绝对速度，w表示相对速度，u表示牵连速度，β是角度，①表示动叶进口时的状态，②表示动叶出口时的状态；
C=W+U （矢量和）
则 C1=W1+U1
C2=W2+U2
由图看出，W2<W1 而,C2>C1，
当空气流过工作叶轮叶栅通道时，由于高速旋转的叶片对空气作功，使气流的绝对速度C增大，同时由于叶片间的通道是扩张形的，则使气流的相对速度W降低，相对运动动能转变为压力位能和内能，使气流的压力和温度上升，对气流作功，还使气流的总压和总温都提高。
静子的情况更简单，当气流流过整流器叶栅通道后，由于整流环叶片间的通道也是扩张形的，使气流的绝对速度降低，绝对运动动能转变为压力位能和内能，使气流压力进一步提高，温度也继续上升。由于在整流叶栅通道内是绝能流动，故气流总压略有下降，而总温保持不变。
在叶轮内，绝对速度增大，相对速度减小，同时，总压、静压和总温、静温都提高；在整流器内，绝对速度减小，静压和静温提高，但总压下降,总温保持不变。
由此可见，空气在流过压气机时,不仅在叶轮内受到压缩，而且在整流器内也受到压缩。在叶轮内，空气压力的提高，是相对运动动能减小的结果；在整流器内，是绝对运动动能减小的结果。但是，不论是叶轮还是整流器，空气增压都是高速旋转的叶片对空气作功的结果。这是因为，如果叶轮不转动，则叶轮进口气流相对速度就得不到提高，同样，如果叶轮不对空气作功，叶轮出口气流绝对速度也得不到提高。

❾ 活塞式压气机的压缩过程指数大一些好还是小一些好

多变指数跟气体性质有关，你说的压缩过程应该是压气机压缩空气，k=1.4;而膨胀过程应该发生在涡轮中，工质为燃气，k=1.333。