超级军网求教大小叶片技术（谢谢）
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/19 22:48:05
看到很多 DA大都说 大小叶片技术！小鸟找了好久也没有找到原理 ，请知道的D大释疑下谢谢。:lol :lol看到很多 DA大都说 大小叶片技术！小鸟找了好久也没有找到原理 ，请知道的D大释疑下谢谢。:lol :lol
航空发动机压气机大小叶片技术
The Magnitude Blade Technology of the Aviation Engine Compressor
<<海军航空工程学院学报 >>2005年02期
王东艺 , 彭正华 , 詹洪飞 , 何勇
介绍了航空发动机大小叶片压气机的工作原理和国内外研究状况,对其在涡轴、涡扇发动机上的具体应用进行了研究,并分析了其技术应用的可行性、实用性和有效性.
关键词： 航空发动机 , 压气机 , 大小叶片 | 全部关键词
The Magnitude Blade Technology of the Aviation Engine Compressor
<<海军航空工程学院学报 >>2005年02期
王东艺 , 彭正华 , 詹洪飞 , 何勇
介绍了航空发动机大小叶片压气机的工作原理和国内外研究状况,对其在涡轴、涡扇发动机上的具体应用进行了研究,并分析了其技术应用的可行性、实用性和有效性.
关键词： 航空发动机 , 压气机 , 大小叶片 | 全部关键词
http://www.ilib.cn/A-hjhkgcxyxb200502002.html
原帖由 dddaaa1976 于 2007-10-6 08:02 发表
http://www.ilib.cn/A-hjhkgcxyxb200502002.html
谢谢DA大了。:lol
航空发动机压气机大小叶片技术是轴流压气机设计的一项前沿核心技术，它在常规叶片通道的后部加
入一片小叶片，可抑制甚至消除大弯度叶片叶背气流分离，又可避免常规叶片造成叶片槽道前部气流堵塞， 在保持高效率、高气动稳定性的条件下具有比常规方案高得多的加功增压能力。因此，及时开展该项技术 研究，可以抢占轴流压气机设计领域的技术制高点， 实现我国航空发动机研制的跨越式发展。
1大小叶片压气机的工作原理
大小叶片压气机的主要设计思想是在气流最容易 发生分离的叶间通道后半部分，·局部增加小叶片，见 图 1a)。对于常规叶片来讲，惯性作用使得气流最易 在叶背分离，见图 1b)，而加了小叶片可抑制甚至消 除大弯度叶片叶背气流分离，又可以避免因增多全弦 长叶片引起的堵塞、效率下降和重量增加。所以利用大小叶片技术能够在保持高的气动稳定性的同时，大幅度减少风扇和压气机级数，提高发动机的推重比或 功重比。
入一片小叶片，可抑制甚至消除大弯度叶片叶背气流分离，又可避免常规叶片造成叶片槽道前部气流堵塞， 在保持高效率、高气动稳定性的条件下具有比常规方案高得多的加功增压能力。因此，及时开展该项技术 研究，可以抢占轴流压气机设计领域的技术制高点， 实现我国航空发动机研制的跨越式发展。
1大小叶片压气机的工作原理
大小叶片压气机的主要设计思想是在气流最容易 发生分离的叶间通道后半部分，·局部增加小叶片，见 图 1a)。对于常规叶片来讲，惯性作用使得气流最易 在叶背分离，见图 1b)，而加了小叶片可抑制甚至消 除大弯度叶片叶背气流分离，又可以避免因增多全弦 长叶片引起的堵塞、效率下降和重量增加。所以利用大小叶片技术能够在保持高的气动稳定性的同时，大幅度减少风扇和压气机级数，提高发动机的推重比或 功重比。
原帖由 dddaaa1976 于 2007-10-6 08:17 发表
航空发动机压气机大小叶片技术是轴流压气机设计的一项前沿核心技术，它在常规叶片通道的后部加
入一片小叶片，可抑制甚至消除大弯度叶片叶背气流分离，又可避免常规叶片造成叶片槽道前部气流堵塞， 在保持高效 ...
谢谢DA大不辞辛苦的 科普。我 觉得我们跨越也有个机会，就 如同从燃煤走向了 燃油，如果 石油都用完了 ，应该会找替代品，开发使用可替代品的 发动机，这样偶们离先进国家的 差距应该不会有那么大了吧呵呵 。
要钱的,楼上的共享一下洒~:D :D :D
让梦飞起来
像鸟一样在天空飞翔，一直是人类的梦想。１９０３年莱特兄弟制造的第一架有动力飞机翱翔蓝天，终于圆了地球人的梦。１９７９年４月，作为改革开放后第一批公派出国的学者，陈懋章赴英国帝国理工学院从事航空发动机研究，与人类的飞翔梦结下不解之缘。多年后，他和他领导的研究团队用一个个科研成果，让人类的梦想飞得更高更远。
把人生变成一个科学的梦
“我们要把人生变成一个科学的梦，然后再把梦变成现实。”居里夫人的名言，恰恰是陈懋章人生历程的生动描述。他与飞机打了数十年交道，创新之路有坎坷也有趣味。
他亲身经历过这样一件事：我国改型设计的一种发动机，在试飞时发生发动机空中熄火、空中停车等故障。检查发现，问题出在前苏联生产的处理机匣上。当时，前苏联是处理机匣技术最先进的国家之一，这种处理机匣一直被奉为经典。在这样的光环下从没有人怀疑它的弊端。陈懋章发现问题后，构思了一种新的工作原理和结构。经过各种地面和高空台试验，试飞几十个起落，证明已有效地消除了故障。后来，该发动机用于多种飞机，至今仍是我国研制并已装备部队最多的一种发动机。该技术还获得国家技术发明二等奖。
谈起这件事，陈懋章感慨地说，从发现原苏联处理机匣的问题到构思出新的原理和结构，其实只在一夜之间，这大概就是顿悟吧。“众里寻他千百度，蓦然回首，那人却在，灯火阑珊处”，这是当时心情的最好写照。把梦想变成现实，真的令人心旷神怡。
核心技术是买不来的
陈懋章说，飞机就像人一样，不仅有肢体，而且有心脏、感官和神经系统，发动机被喻为飞机的心脏。美国国防部把雷达、喷气发动机等列为构成美国军事战略基础的核心技术。
核心技术是买不来的，只能走自主创新之路。压气机是发动机研制中最难突破的一个关键部件。陈懋章领导的研究团队对此进行了多年研究。但最大困难在于，没有任何可借鉴的设计方法和实验经验数据。传统做法是通过建立试验设备，经过多试件试验，获取大量试验数据。但可用的发展周期和经费不允许走这条老路。于是他们另辟蹊径，利用计算流体力学取得的成果，对大小叶片三维流场进行数值模拟和数值实验，在此基础上进行试验件设计，最后通过试验进行验证。２００２年底完成的大小叶片轴流压气机串装到发动机上的整机试验表明，发动机功率提高２０％，耗油率下降３．９％，发动机运行平稳、正常。
世界某著名发动机公司得知后，希望合作，条件相当优厚。考虑到这完全是我国自己研究的成果，技术先进，应首先用于国内，他们婉言拒绝了合作意向。
只要干得动，就要让梦飞翔
从１９８１年回国至今，陈懋章先后负责过７个大项目，难度和风险都很大。有６项得到很好的试验结果，几乎都是一次成功。
在众人看来，当选院士可谓功成名就。陈懋章也曾考虑：自己还要不要继续在一线搞科研？还有没有这样的身体和心理承受能力？还能不能承受挫折和失败？然而，我国航空发动机相对落后的现实成为他继续前行的巨大动力。他依然早出晚归地忙碌，有时在实验室里同时操纵着几台计算机进行研究和运算。有人开玩笑说，陈院士就像纱厂里的挡车工，穿梭于几台机器之间，忙了这台忙那台。他从这些大量计算数据中攫取关键信息，探究真实的机理，寻求优化的流场。在他的带领和感召下，研究团队取得一个又一个成果，被教育部批准为首届“长江学者与创新团队发展计划”优秀创新团队。
虽然年逾古稀，但在陈懋章的心里，激情仍在涌动：只要能干得动，就要让梦想飞翔，飞得更高更远。
像鸟一样在天空飞翔，一直是人类的梦想。１９０３年莱特兄弟制造的第一架有动力飞机翱翔蓝天，终于圆了地球人的梦。１９７９年４月，作为改革开放后第一批公派出国的学者，陈懋章赴英国帝国理工学院从事航空发动机研究，与人类的飞翔梦结下不解之缘。多年后，他和他领导的研究团队用一个个科研成果，让人类的梦想飞得更高更远。
把人生变成一个科学的梦
“我们要把人生变成一个科学的梦，然后再把梦变成现实。”居里夫人的名言，恰恰是陈懋章人生历程的生动描述。他与飞机打了数十年交道，创新之路有坎坷也有趣味。
他亲身经历过这样一件事：我国改型设计的一种发动机，在试飞时发生发动机空中熄火、空中停车等故障。检查发现，问题出在前苏联生产的处理机匣上。当时，前苏联是处理机匣技术最先进的国家之一，这种处理机匣一直被奉为经典。在这样的光环下从没有人怀疑它的弊端。陈懋章发现问题后，构思了一种新的工作原理和结构。经过各种地面和高空台试验，试飞几十个起落，证明已有效地消除了故障。后来，该发动机用于多种飞机，至今仍是我国研制并已装备部队最多的一种发动机。该技术还获得国家技术发明二等奖。
谈起这件事，陈懋章感慨地说，从发现原苏联处理机匣的问题到构思出新的原理和结构，其实只在一夜之间，这大概就是顿悟吧。“众里寻他千百度，蓦然回首，那人却在，灯火阑珊处”，这是当时心情的最好写照。把梦想变成现实，真的令人心旷神怡。
核心技术是买不来的
陈懋章说，飞机就像人一样，不仅有肢体，而且有心脏、感官和神经系统，发动机被喻为飞机的心脏。美国国防部把雷达、喷气发动机等列为构成美国军事战略基础的核心技术。
核心技术是买不来的，只能走自主创新之路。压气机是发动机研制中最难突破的一个关键部件。陈懋章领导的研究团队对此进行了多年研究。但最大困难在于，没有任何可借鉴的设计方法和实验经验数据。传统做法是通过建立试验设备，经过多试件试验，获取大量试验数据。但可用的发展周期和经费不允许走这条老路。于是他们另辟蹊径，利用计算流体力学取得的成果，对大小叶片三维流场进行数值模拟和数值实验，在此基础上进行试验件设计，最后通过试验进行验证。２００２年底完成的大小叶片轴流压气机串装到发动机上的整机试验表明，发动机功率提高２０％，耗油率下降３．９％，发动机运行平稳、正常。
世界某著名发动机公司得知后，希望合作，条件相当优厚。考虑到这完全是我国自己研究的成果，技术先进，应首先用于国内，他们婉言拒绝了合作意向。
只要干得动，就要让梦飞翔
从１９８１年回国至今，陈懋章先后负责过７个大项目，难度和风险都很大。有６项得到很好的试验结果，几乎都是一次成功。
在众人看来，当选院士可谓功成名就。陈懋章也曾考虑：自己还要不要继续在一线搞科研？还有没有这样的身体和心理承受能力？还能不能承受挫折和失败？然而，我国航空发动机相对落后的现实成为他继续前行的巨大动力。他依然早出晚归地忙碌，有时在实验室里同时操纵着几台计算机进行研究和运算。有人开玩笑说，陈院士就像纱厂里的挡车工，穿梭于几台机器之间，忙了这台忙那台。他从这些大量计算数据中攫取关键信息，探究真实的机理，寻求优化的流场。在他的带领和感召下，研究团队取得一个又一个成果，被教育部批准为首届“长江学者与创新团队发展计划”优秀创新团队。
虽然年逾古稀，但在陈懋章的心里，激情仍在涌动：只要能干得动，就要让梦想飞翔，飞得更高更远。
大小叶片是串列叶栅的一种，它常用于高压比的离心压气机中，其目的是为了减少叶片后半部分的气动负荷，而将大小叶片技术用到轴流压气机上却直到20世纪70年代初才开始。1971年，美国空军航空推进实验室的Wennerstrom[1]用常规方案设计了单级压比达3.0的轴流式转子，实验表明，其转子和轴的性能都远低于设计指标。对实验数据的分析揭示，其性能低的主要原因之一是转子出口处气流有很大的落后角。为了解决此问题，Wennerstrom于1974年采用了大小叶片转子的方案[2]，如下图所示，其基本思想是，由于气流最容易在叶背后段分离，所以在那里局部地增加小叶片，这样既可抑制气流分离，又可避免因增加全弦长叶片引起堵塞、效率下降和重量增加。
该大小叶片转子的等熵效率为0.82，进口轮毂叶尖半径比为0.75，转子叶尖速度为488米/秒，进口M数为0.55，出口M数为0.50，进口直径为45.7厘米，设计流量为13.6千克/秒。转子叶片轮毂、叶中和叶尖的稠度分别为2.172、1.937和1.861；静子叶片的轮毂、叶中和叶尖的稠度分别为2.393、1.803和2.145。分流小叶片的折转线与大叶片的相同。实验表明，这种方案允许在很高的扩散因子条件下得到好的气体动力性能。但很快发现，该转子叶片表面压力分布很不好，使总性能仍低于设计指标[3]，但小叶片却对控制气流落后角非常有效，使得流量和压比较基准常规转子都大大提高。同一时期，美国GM公司罗伯特等人研究了由6个大叶片和5个分流小叶片构成的转子，其叶栅的物理特性为：弦长7.63厘米，轴向弦长4.7厘米，最大厚度与弦长比0.03614，安装角52.31°，折转角40.91°，叶片稠度1.9。分流小叶片的物理特性为：弦长3厘米，轴向弦长2.33厘米，最大厚度与弦长比0.045，安装角39.754°，折转角30.588°。研究结果表明：分流小叶片在最大非溢流静压比下能使出口气流角减小8%～9%，损失增加18%～25%；在设计的静叶角下，取得了最小的损失和最大的工作范围；在设计的进口M数下，使最大非溢流静压比从1.9下降到1.8。[4]
当时，带分流小叶片转子的设计方法是分流小叶片的形状与大叶片的相同，但弦长短些，这种小叶片的设计有一定的缺陷，如果不做改进的话，这样设计出的分流小叶片前缘将不能很好地满足大叶片通道内的流线走向，在有激波存在时就会有很大的流动损失。经过70年代后期的多种努力，人们很快意识到，由于受到当时计算技术水平的制约，缺乏有效的分析手段，设计的转子叶片表面压力分布不佳，从而导致总性能仍低于设计指标。
1990年，Tzuoo[5]将全三维计算数值模拟手段引入到大小叶片的分析和设计中，使得该项技术的研究得以突破。2000年，Qiu[6]则将三维反设计方法用到大小叶片的设计中。他们研究中所采用的大小叶片叶型如下图所示，小叶片比大叶片轴向短30%。从等马赫数分布来看，在改进前大叶片吸力面上出现的激波以及小叶片前缘处大攻角的流动在改进后的大小叶片流场中已经完全消失。图中清晰的反映了原始叶型中的粘性层比改进后的粘性层要厚一些，而且改进后的整个流场梯度过渡十分均匀，这使得压气机的工作范围有了很大的提高。改进前的总压损失为1.8%，改进后总压损失降低为1.3%。
1988年，在美国 (IHPTET)”计划中，将大小叶片技术列为提高压气机/风扇负荷、减少级数的主要措施之一。1989年，作为IHPTET计划内容之一的‘‘联合涡轮先进燃气发生器(JTAGG)”计划合同承包商，Textron Lycoming公司(被联信公司收购，最后并入霍利韦尔公司)充分利用计算机技术和全三维数值模拟技术取得的重大进展，重新开始了大小叶片气动布局研究[7]。为了可作比较，重新设计采用了与原设计相同的基本参数。经分析计算，在原大小叶片转子尖区，在小叶片前缘发出的激波与大叶片吸力面的交点后，出现了大的分离区，这是由于尖部叶片弯度过大，激波过强引起的。在重新设计的转子的尖部，其叶片的弯度大大减小了，由此而消除了那里的气流分离。同时，由实验得到原设计大叶片吸力面的尖部区有大的失速区，而新转子则未发现分离区。且三维计算发现的原设计尖部的大分离区与实验是一致的。JTAGG第二阶段配装大小叶片压气机的第一台技术验证机(XTC56／1)于2001年1月完成试验，达到设计指标。第二台技术验证机(XTC56／2)于2002年完成试验。据美国IHPTET计划“十年进展”称，单级大小叶片压气机，如上图所示，已达到F100-PW-220 级风扇的压比，并具有很高的效率。这一技术使得JTAGG超过IHPTET计划第3阶段的性能目标，并可被移植到需要较短长度取得很高增压比的多种发动机上。
除了Lycoming公司外，美国Allison公司也在开展这方面的工作。他们设计了军用带大小叶片转子的斜流风扇，并于90年代中期作了实验，其性能有很大改进。可以看出，轴流大小叶片先进气动布局是美国实现其超高推重比发动机计划的关键技术，也是未来高性能轴流压缩系统重要的新技术[8]。
1999年初，NASA开始实施一项为期5年的技术创新的发动机技术计划，这项“绿色”的、经济上可承担得起的计划被称作超高效发动机技术(UEET)计划。UEET计划的目标是：与像GE90这样水平的发动机相比，将要研制的超高效发动机燃油消耗降低10％，噪声降低10dB，NOx排放量降低20％，使用费用降低50％。为此，UEET计划像以前的超声速和亚声速发动机技术计划一样，采用NASA基础研究计划中的许多研究成果为新一代发动机开发先进的技术，先进的风扇、高负荷压气机和高／低压涡轮是构成UEET和TCT计划的重要部分。2005年IHPTET项目结束后，由美国国防部、航空航天局(NASA)和国防先进研究计划局(Darpa)共同制定的一个长期的推进技术计划，即通用的、可负担得起的、先进的涡轮发动机计划(VAATE)上马。与重点放在发动机性能的IHPTET项目不同的是，VAATE将重点放在改善航空、海上甚至作为地面动力的涡轮发动机的可负担得起方面，可负担得起被该项目的倡导者定义为能力与成本之比。这个比值越高反映出性能越好而成本越低。随着这两项计划的相继展开，大小叶片技术将继续在提高单级压比，减少压气机级数，降低成本上取得更大的进展。
我国也在一直开展大小叶片技术的研究工作。据文献[9]报道，为研制前掠大小叶片压气机，陈懋章院士所领导的研究小组对原有的三维造型程序和全三维定常粘性计算流体力学程序均进行了全面的修改，使其能够实现多排前掠大小叶片压气机的设计和数值模拟。由于实现了前掠大小叶片转子、双排静子、过渡段/内机匣和离心叶轮的联算，所以在设计阶段，不但可以对前掠大小叶片压气机进行优化，而且还可以研究轴流与离心压气机的匹配问题，以及过渡段（内机匣）的优化设计问题。该文献称，该全尺寸单级大小叶片的首轮试验已完成。结果表明：在相同的转速条件下，大小叶片方案能够较大幅度提高轴流压气机的加功增压能力、失速裕度和效率，不但验证了大小叶片理论的有效性，而且表明我国在航空发动机大小叶片设计、加工技术方面已取得实质性重大突破。同时该研究组采用全三维粘性数值模拟手段，通过与按常规设计转子的对比，分析研究了大小叶片轴流压气机转子流动特性[10]。分析结果表明：大小叶片转子流场在叶根亚声速区的流通能力增强、在叶尖跨声速区可以产生更加有利的激波体系；小叶片可以有效地控制叶栅槽道中气流扩散；在较高负荷和相同喘振裕度的条件下，大小叶片转子可以比按常规设计的转子在更高的压比、效率和流量下工作。最近，文献[11]通过三维数值模拟手段对一低速单级大小叶片轴流压气机内的流动进行了分析，结果表明压气机内存在着强烈的非定常流动；小叶片将大叶片通道分成的两个通道具有不同的流量和负荷，通道之间的负荷分配对于流动的非定常性有很大影响；小叶片的存在重新建立了大叶片通道内的压力平衡，起到了控制大叶片表面的流动和压力分布的效果。这些研究工作对于揭示大小叶片轴流压气机内的定常和非定常流动的机理和工程应用具有重要意义。
西安交通大学、沈阳鼓风机厂刘瑞韬、徐忠、孙玉山等对工厂设计的一台含分流叶片的离心压气机内三维流场进行了数值分析研究[12],使用的是Fine/Tuebo三维粘性计算程序，采用Janeson中心差分格式和Yang&Shih 湍流模型。数值模拟结果与实验结果吻合良好。文献[13]研究了叶片数目及分流叶片位置对压气机性能的影响。
据文献[14]介绍，国内对单级压比3.6的大小叶片风扇以及用两级和三级大小叶片级替换六级核心压气机作了大量的气动、强度计算和分析研究工作，并取得比较满意的效果。初步设计结果表明，采用两级和三级大小叶片方案后，比原核心机压气机的长度分别缩短41％和39％。2002年底，装有大小叶片轴流压气机的某型涡轴发动机成功进行了第一次整机地面台架试验，性能比原型机有明显提高。2003年，分别进行了三次整机试验，台架测量的最大功率增加14.3％，耗油率降低4.1％，并使装有该型发动机的飞行器性能提高，使用范围扩大。
斜流压气机转子的进、出口半径相差较大，如在斜流转子流道的后半部分增设小叶片，将斜流压气机设计成大小叶片斜流压气机，可以局部增加叶片稠度，既不会堵塞流量，又有利于加功增压，是一项有发展前景的技术。
该大小叶片转子的等熵效率为0.82，进口轮毂叶尖半径比为0.75，转子叶尖速度为488米/秒，进口M数为0.55，出口M数为0.50，进口直径为45.7厘米，设计流量为13.6千克/秒。转子叶片轮毂、叶中和叶尖的稠度分别为2.172、1.937和1.861；静子叶片的轮毂、叶中和叶尖的稠度分别为2.393、1.803和2.145。分流小叶片的折转线与大叶片的相同。实验表明，这种方案允许在很高的扩散因子条件下得到好的气体动力性能。但很快发现，该转子叶片表面压力分布很不好，使总性能仍低于设计指标[3]，但小叶片却对控制气流落后角非常有效，使得流量和压比较基准常规转子都大大提高。同一时期，美国GM公司罗伯特等人研究了由6个大叶片和5个分流小叶片构成的转子，其叶栅的物理特性为：弦长7.63厘米，轴向弦长4.7厘米，最大厚度与弦长比0.03614，安装角52.31°，折转角40.91°，叶片稠度1.9。分流小叶片的物理特性为：弦长3厘米，轴向弦长2.33厘米，最大厚度与弦长比0.045，安装角39.754°，折转角30.588°。研究结果表明：分流小叶片在最大非溢流静压比下能使出口气流角减小8%～9%，损失增加18%～25%；在设计的静叶角下，取得了最小的损失和最大的工作范围；在设计的进口M数下，使最大非溢流静压比从1.9下降到1.8。[4]
当时，带分流小叶片转子的设计方法是分流小叶片的形状与大叶片的相同，但弦长短些，这种小叶片的设计有一定的缺陷，如果不做改进的话，这样设计出的分流小叶片前缘将不能很好地满足大叶片通道内的流线走向，在有激波存在时就会有很大的流动损失。经过70年代后期的多种努力，人们很快意识到，由于受到当时计算技术水平的制约，缺乏有效的分析手段，设计的转子叶片表面压力分布不佳，从而导致总性能仍低于设计指标。
1990年，Tzuoo[5]将全三维计算数值模拟手段引入到大小叶片的分析和设计中，使得该项技术的研究得以突破。2000年，Qiu[6]则将三维反设计方法用到大小叶片的设计中。他们研究中所采用的大小叶片叶型如下图所示，小叶片比大叶片轴向短30%。从等马赫数分布来看，在改进前大叶片吸力面上出现的激波以及小叶片前缘处大攻角的流动在改进后的大小叶片流场中已经完全消失。图中清晰的反映了原始叶型中的粘性层比改进后的粘性层要厚一些，而且改进后的整个流场梯度过渡十分均匀，这使得压气机的工作范围有了很大的提高。改进前的总压损失为1.8%，改进后总压损失降低为1.3%。
1988年，在美国 (IHPTET)”计划中，将大小叶片技术列为提高压气机/风扇负荷、减少级数的主要措施之一。1989年，作为IHPTET计划内容之一的‘‘联合涡轮先进燃气发生器(JTAGG)”计划合同承包商，Textron Lycoming公司(被联信公司收购，最后并入霍利韦尔公司)充分利用计算机技术和全三维数值模拟技术取得的重大进展，重新开始了大小叶片气动布局研究[7]。为了可作比较，重新设计采用了与原设计相同的基本参数。经分析计算，在原大小叶片转子尖区，在小叶片前缘发出的激波与大叶片吸力面的交点后，出现了大的分离区，这是由于尖部叶片弯度过大，激波过强引起的。在重新设计的转子的尖部，其叶片的弯度大大减小了，由此而消除了那里的气流分离。同时，由实验得到原设计大叶片吸力面的尖部区有大的失速区，而新转子则未发现分离区。且三维计算发现的原设计尖部的大分离区与实验是一致的。JTAGG第二阶段配装大小叶片压气机的第一台技术验证机(XTC56／1)于2001年1月完成试验，达到设计指标。第二台技术验证机(XTC56／2)于2002年完成试验。据美国IHPTET计划“十年进展”称，单级大小叶片压气机，如上图所示，已达到F100-PW-220 级风扇的压比，并具有很高的效率。这一技术使得JTAGG超过IHPTET计划第3阶段的性能目标，并可被移植到需要较短长度取得很高增压比的多种发动机上。
除了Lycoming公司外，美国Allison公司也在开展这方面的工作。他们设计了军用带大小叶片转子的斜流风扇，并于90年代中期作了实验，其性能有很大改进。可以看出，轴流大小叶片先进气动布局是美国实现其超高推重比发动机计划的关键技术，也是未来高性能轴流压缩系统重要的新技术[8]。
1999年初，NASA开始实施一项为期5年的技术创新的发动机技术计划，这项“绿色”的、经济上可承担得起的计划被称作超高效发动机技术(UEET)计划。UEET计划的目标是：与像GE90这样水平的发动机相比，将要研制的超高效发动机燃油消耗降低10％，噪声降低10dB，NOx排放量降低20％，使用费用降低50％。为此，UEET计划像以前的超声速和亚声速发动机技术计划一样，采用NASA基础研究计划中的许多研究成果为新一代发动机开发先进的技术，先进的风扇、高负荷压气机和高／低压涡轮是构成UEET和TCT计划的重要部分。2005年IHPTET项目结束后，由美国国防部、航空航天局(NASA)和国防先进研究计划局(Darpa)共同制定的一个长期的推进技术计划，即通用的、可负担得起的、先进的涡轮发动机计划(VAATE)上马。与重点放在发动机性能的IHPTET项目不同的是，VAATE将重点放在改善航空、海上甚至作为地面动力的涡轮发动机的可负担得起方面，可负担得起被该项目的倡导者定义为能力与成本之比。这个比值越高反映出性能越好而成本越低。随着这两项计划的相继展开，大小叶片技术将继续在提高单级压比，减少压气机级数，降低成本上取得更大的进展。
我国也在一直开展大小叶片技术的研究工作。据文献[9]报道，为研制前掠大小叶片压气机，陈懋章院士所领导的研究小组对原有的三维造型程序和全三维定常粘性计算流体力学程序均进行了全面的修改，使其能够实现多排前掠大小叶片压气机的设计和数值模拟。由于实现了前掠大小叶片转子、双排静子、过渡段/内机匣和离心叶轮的联算，所以在设计阶段，不但可以对前掠大小叶片压气机进行优化，而且还可以研究轴流与离心压气机的匹配问题，以及过渡段（内机匣）的优化设计问题。该文献称，该全尺寸单级大小叶片的首轮试验已完成。结果表明：在相同的转速条件下，大小叶片方案能够较大幅度提高轴流压气机的加功增压能力、失速裕度和效率，不但验证了大小叶片理论的有效性，而且表明我国在航空发动机大小叶片设计、加工技术方面已取得实质性重大突破。同时该研究组采用全三维粘性数值模拟手段，通过与按常规设计转子的对比，分析研究了大小叶片轴流压气机转子流动特性[10]。分析结果表明：大小叶片转子流场在叶根亚声速区的流通能力增强、在叶尖跨声速区可以产生更加有利的激波体系；小叶片可以有效地控制叶栅槽道中气流扩散；在较高负荷和相同喘振裕度的条件下，大小叶片转子可以比按常规设计的转子在更高的压比、效率和流量下工作。最近，文献[11]通过三维数值模拟手段对一低速单级大小叶片轴流压气机内的流动进行了分析，结果表明压气机内存在着强烈的非定常流动；小叶片将大叶片通道分成的两个通道具有不同的流量和负荷，通道之间的负荷分配对于流动的非定常性有很大影响；小叶片的存在重新建立了大叶片通道内的压力平衡，起到了控制大叶片表面的流动和压力分布的效果。这些研究工作对于揭示大小叶片轴流压气机内的定常和非定常流动的机理和工程应用具有重要意义。
西安交通大学、沈阳鼓风机厂刘瑞韬、徐忠、孙玉山等对工厂设计的一台含分流叶片的离心压气机内三维流场进行了数值分析研究[12],使用的是Fine/Tuebo三维粘性计算程序，采用Janeson中心差分格式和Yang&Shih 湍流模型。数值模拟结果与实验结果吻合良好。文献[13]研究了叶片数目及分流叶片位置对压气机性能的影响。
据文献[14]介绍，国内对单级压比3.6的大小叶片风扇以及用两级和三级大小叶片级替换六级核心压气机作了大量的气动、强度计算和分析研究工作，并取得比较满意的效果。初步设计结果表明，采用两级和三级大小叶片方案后，比原核心机压气机的长度分别缩短41％和39％。2002年底，装有大小叶片轴流压气机的某型涡轴发动机成功进行了第一次整机地面台架试验，性能比原型机有明显提高。2003年，分别进行了三次整机试验，台架测量的最大功率增加14.3％，耗油率降低4.1％，并使装有该型发动机的飞行器性能提高，使用范围扩大。
斜流压气机转子的进、出口半径相差较大，如在斜流转子流道的后半部分增设小叶片，将斜流压气机设计成大小叶片斜流压气机，可以局部增加叶片稠度，既不会堵塞流量，又有利于加功增压，是一项有发展前景的技术。
陈老师，是大小叶片方面全国最牛的人了，呵呵
据说国内单级的大小叶片的轴流级实验件做到了压比3.6，但是不知道是不是真正的轴流级的，是的话很不可思议啊
据说国内单级的大小叶片的轴流级实验件做到了压比3.6，但是不知道是不是真正的轴流级的，是的话很不可思议啊
楼主是搞这方面的吗？
陈院士就是干这个的。
长知识了，谢谢
学习了！
还真的不清楚这个，只知道大小叶片
另：楼主头像是谁啊？？
还真的不清楚这个，只知道大小叶片
另：楼主头像是谁啊？？
淹死的鱼不是做盗版winxp系统的么？？