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收稿日期：2021-06-18基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：尹松（1980），男，博士，高级工程师。
引用格式：尹松，郭海宁，魏崃，等.高负荷压气机精细化设计[J].航空发动机，2023，49（5）：129-135.YIN Song ，GUO Haining ，WEI Lai ，et al.Refined design of highly loaded compressor[J].Aeroengine ，2023，49（5）：129-135.航空发动机Aeroengine高负荷压气机精细化设计尹松，郭海宁，魏崃，赵月振，高山（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）摘要：为保证压气机在负荷水平不断提高的同时仍具有良好的气动性能，需要对级间匹配、泄漏流和端区流动的控制进行精细化处理。
为兼顾压气机效率和裕度2个指标，需要对流量系数进行精细筛选以获得其最佳取值；通过增加级的反力度，可以有效利用高负荷条件下转子的高稳定性，进而缓解负荷提高后静子易分离失稳的问题，同时使转、静子的扩散因子均得到较好地控制；级间引气流场对压气机的级间匹配有较大影响，需要对引气结构进行优化设计，并在气动设计过程中对相关叶片排的攻角、落后角作出补偿；合理控制篦齿封严泄漏流、转子叶尖泄漏流可以大幅提高高负荷压气机的气动性能；采用波浪壁流路可以较好地控制高负荷压气机的局部端区流动，实现其效率和裕度水平的提升。
关键词：高负荷压气机；级间匹配；泄漏流；端区分离；航空发动机中图分类号：V231.3文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.05.017Refined Design of Highly Loaded CompressorYIN Song ，GUO Hai-ning ，WEI Lai ，ZHAO Yue-zhen ，GAO Shan （AECC Shenyang Engine Research Institute ，Shenyang 110015，China ）Abstract ：To ensure that the compressor maintains good aerodynamic performance while continuously increasing its loading coeffi⁃cient,it is necessary to refine stage matching,leakage flow,and end zone flow control.To balance the efficiency and surge margin suitably,the optimum flow coefficient must be sifted out.By increasing the stage reaction degree,the high rotor stability under high load conditions can be effectively utilized,thereby alleviating the problem of flow separation and instability of the stator with increased load,and keeping the diffusion factors of the rotor and stator well controlled.Interstage bleed has a strong impact on stage matching,so it is necessary to opti⁃mize the bleed structure and adjust the incident angle and deviation angle of relevant blades properly.Reasonable control of labyrinth sealleakage flow and rotor tip leakage flow can significantly improve the aerodynamic performance of a highly loaded compressor;The use of a wavy wall flow path can effectively control the local endwall flow separation of a highly loaded compressor,achieving an improvement in its efficiency and stall margin.Key words ：highly loaded compressor;stage matching;leakage flow;endwall flow separation;aeroengine0引言为了满足未来发动机的发展需求，在保证总压比提高的同时，需要最大限度地减小压气机质量，其中收益最明显的途径就是减少级数，提高级压比。
航空航天器燃气涡轮发动机设计与性能优化引言：航空航天器的设计与性能优化是航空工程中不可或缺的重要环节。
燃气涡轮发动机作为航空航天器的核心动力设备，直接影响飞行性能与安全。
本文将探讨航空航天器燃气涡轮发动机的设计原理，并深入研究性能优化的方法，以期提高航空器的性能与效率，并满足航空工程的实际需求。
一、燃气涡轮发动机的设计原理1.1 燃气涡轮发动机的基本组成燃气涡轮发动机由压气机、燃烧室和涡轮组成。
压气机负责压缩空气以提高燃烧效率，燃烧室将燃料与压缩空气混合并燃烧产生高温高压气体，涡轮则利用高温高压气体的冲击力驱动涡轮叶片旋转，带动压气机和燃烧室运转。
1.2 燃气涡轮发动机的工作原理燃气涡轮发动机利用燃烧产生的高温高压气体驱动涡轮叶片旋转，将机械能转化为压气机和燃烧室的工作能量。
通过连续的循环过程，实现空气的压缩、燃烧和排气，产生动力推动航空器飞行。
二、燃气涡轮发动机性能优化方法2.1 气动设计的优化气动设计是燃气涡轮发动机性能优化的核心内容之一。
通过优化压气机和涡轮的各个组成部分，可以提高气流的流动性和温度分布，进而提高发动机效率。
2.2 材料技术的改进材料技术的不断提高和创新对于燃气涡轮发动机的性能优化具有重要的影响。
使用高温合金和陶瓷等耐高温材料，可以提高涡轮叶片的耐高温性能，从而进一步提高发动机的热效率。
2.3 燃烧技术的创新燃烧技术的创新是提高燃气涡轮发动机性能的关键之一。
通过优化燃烧室的结构设计和燃料的喷射方式，可以实现更加完全的燃烧和更高的热效率，从而提高发动机的性能。
2.4 冷却技术的改进冷却技术的改进有助于提高燃气涡轮发动机的工作效率。
通过冷却涡轮叶片和燃烧室，可以降低材料受热程度，减少热应力对叶片的破坏，从而延长发动机的使用寿命。
2.5 系统设计的优化燃气涡轮发动机的系统设计是对整个发动机性能进行综合考虑的过程。
通过优化系统的各个部分之间的协调和配合，实现优化效果的最大化。
三、燃气涡轮发动机性能优化效果与应用3.1 提高发动机效率与性能通过燃气涡轮发动机性能优化，可以进一步提高发动机的效率和性能。
高压比离心压气机气动设计高压比离心压气机气动设计是一项关键的工程任务，对于许多领域，特别是航空航天和能源行业来说至关重要。
在这篇文章中，我们将探讨高压比离心压气机的气动设计原理和相关要素。
首先，让我们了解一下高压比离心压气机是什么。
高压比离心压气机是在许多气体压缩系统中使用的一种关键设备。
它通过旋转叶轮将气体加速，然后将其压缩并增加其压力。
离心压气机的工作过程基于离心力和惯性，当气体通过叶轮时，旋转的叶片将气体加速，使其获得动能。
然后，静动联动使气体受到离心力的作用，这导致气体被压缩并增加其压力。
在高压比离心压气机的气动设计中，有几个关键方面需要考虑。
首先是叶轮的设计和几何形状。
叶轮的几何形状会影响气体流动的速度和压力变化，因此需要进行精确的气动分析和模拟。
其次是叶轮和静叶片之间的间隙和间距。
这些参数的选择需要平衡气体流动的效率和压缩比。
此外，还需要考虑到离心压气机的进气口和出气口的设计。
进气口的设计应该是光滑的，以减小流阻并增加进气流量。
出气口的设计应该确保压缩后的气体能够顺利流出，并减少能量损失。
通过优化这些设计，可以提高离心压气机的效率和性能。
另一个重要的考虑因素是转子和静叶片的材料选择和制造工艺。
这些组件在高温和高速环境中工作，因此需要耐高温和高强度的材料，并且必须进行精确的制造和装配以确保性能和可靠性。
总之，高压比离心压气机的气动设计是一项复杂而关键的工程任务。
通过仔细考虑叶轮设计、进气口和出气口设计以及材料选择和制造工艺，可以提高离心压气机的效率和性能。
这对于航空航天和能源等领域的发展至关重要，因为高压比离心压气机在这些领域中发挥着重要的作用。
国内 1000MW 火电汽轮机结构性能优化对比与分析发布时间：2021-10-09T06:33:59.179Z 来源：《当代电力文化》2021年16期作者：许高攀[导读] 我国开发的1000MW燃煤火电机组，经过十余年的发展许高攀中国能源建设集团华南电力试验研究院有限公司 510663摘要：我国开发的1000MW燃煤火电机组，经过十余年的发展，百万机组以其优异的安全、经济和环保性能逐渐成为电网的主力机组。
对我国目前一次再热百万机组所采用的主汽轮机使用情况进行了介绍，针对结构优化进行了对比分析，指出了高参数、大容量汽轮机未来的发展方向。
关键词：1000MW；汽轮机；结构优化我国火力发电行业在近20年经历了蓬勃发展，从超临界到超超临界，从600MW等级到1000MW等级，取得了长足发展。
同时随着近几年新能源行业的不断发展和环保要求的日益提高，传统火电行业面临着全新的外部环境挑战，为适应新形势，新建火电项目在技术路线选择、方案设计优化、主辅设备选型方面进行了大量研究工作。
为充分发掘机组的安全性、可靠性和经济性，主汽轮机设计选型得到了人们的热切关注，业内对汽轮机结构优化进行了空前的专研和讨论。
本文对目前国内应用的一次再热火电机组1000MW汽轮机进行了介绍，针对结构优化设计进行了研究和分析，以期对未来大型汽轮机的发展提供一定借鉴和参考。
1目前国内应用现状我国以往采用的汽轮机型式均为超超临界、单轴、四缸四排汽、双背压、凝汽式。
目前国内应用的1000MW火电汽轮机基本全部由国内三大动力设备制造厂供货，走“引进设备，联合设计，掌握核心技术，技术创新”的国产化道路。
随着国产化开发的不断推进，各主机厂在原有机型的基础上进行了技术升级优化设计，在结构设计方面采取了多项先进技术，在提高机组安全性和经济性方面进行了深刻思考和变革。
各主机厂针对新一代1000MW汽轮机均进行了大幅度的升级优化设计，在结构设计方面采取了一些巧妙的设计思想，应用了多项先进的技术，极大地提高了我国百万汽轮机设计和制造水平。
第三章 轴流压气机的工作原理压气机是燃气涡轮发动机的重要部件之一，它的作用是给燃烧室提供经过压缩的高压、高温气体。
根据压气机的结构和气流流动特点，可以把它分为两种主要型式：轴流式压气机和离心式压气机。
本章论述轴流式压气机的基本工作原理，重点介绍压气机基元级和压气机一级的流动特性及工作原理。
第一节 轴流压气机的增压比和效率轴流式压气机由两大部分组成，与压气机旋转轴相联接的轮盘和叶片构成压气机的转子，外部不转动的机匣和与机匣相联接的叶片构成压气机的静子。
转子上的叶片称为动叶，静子上的叶片称为静叶。
每一排动叶（包括动叶安装盘）和紧随其后的一排静叶（包括机匣）构成轴流式压气机的一级。
图3－1为一台10级轴流压气机，在第一级动叶前设有进口导流叶片（静叶）。
图3－1 多级轴流压气机压气机的增压比定义为 ***=1p p k k π （3－1） *k p ：压气机出口截面的总压；*1p ：压气机进口截面的总压；*号表示用滞止参数（总参数）来定义。
依据工程热力学有关热机热力循环的理论，对于燃气涡轮发动机来讲，在一定范围内，压气机出口的压力愈高，则燃气涡轮发动机的循环热效率也就愈高。
近六十年来，压气机的总增压比有了很大的提高，从早期的总增压比3.5左右，提高到目前的总增压比40以上。
图3－2 压气机的总增压比发展历程压气机的绝热效率定义为***=k adkkL L η （3－2） 效率公式定义的物理意义是将气体从*1p 压缩到*2p ，理想的、无摩擦的绝热等熵过程所需要的机械功*adk L 与实际的、有摩擦的、绝热熵增过程所需要的机械功k L *之比。
p 1*p k*1k adkL *k L *ad ksh *图3－3 压气机热力过程焓熵图 由热焓形式能量方程（2－5）式、绝热条件、等熵过程的气动关系式)1(11)(k k adk adk p p T T -****=和R k k c p 1-=可以得到 )1(1)(111--=-=-****k k k adk p adk RT k k T T c L π （3－3） )1(1)(111--=-=******T T RT k k T T c L k k p k （3－4） 将（3－3）和（3－4）式代入到（3－2）式，则得到1111--=**-**T T k k k k k πη （3－5）效率公式（3-5）式可以用来计算多级或单级压气机的绝热效率，也可以用来计算单排转子的绝热效率，只要*k p 和*k T 取相应出口截面处值即可。
大流量高压比单级高速离心压气机设计王永生;林峰;曹小建;曹萍【摘要】在我国节能与环保的大背景下,电厂脱硫氧化和生物发酵等领域对所需的离心压气机提出了新的设计要求:大流量、高压比、高效率.因此,根据企业和市场的实际需求,开发了首台大流量(500Nm3/min)、高压比(级压比3.6)、单级高速离心压气机.利用自主开发的离心压气机气动设计程序提供几何数据,通过三维数值模拟手段评估离心压气机各项性能,最终由样机试验确定设计是否达标.试验结果显示各项性能参数均满足设计指标.由于不需要使用中间冷却器,相对于目前市场上应用的两级离心压气机产品而言,所研发的单级离心压气机具有结构简单、制造成本低、效率高等特点.【期刊名称】《风机技术》【年(卷),期】2016(058)001【总页数】5页(P50-54)【关键词】离心压气机;大流量;高压比;单级;高速【作者】王永生;林峰;曹小建;曹萍【作者单位】中国科学院工程热物理研究所;中国科学院工程热物理研究所;江苏金通灵流体机械科技股份有限公司;江苏金通灵流体机械科技股份有限公司【正文语种】中文【中图分类】TH452;TK05Abstract离心压缩机作为工业生产中的重要组成部分，具有可靠性高。
结构紧凑、单级压比高等特点，广泛应用在小型燃机、涡轮增压器、制冷系统和石油化工等设备和工艺流程中。
在国家“十二五”节能减排规划下，需要进一步提升其运行效率、降低能耗。
随着先进设计技术的发展，离心压气机产品不仅仅局限于原来常规流量系数类型，还延伸到混流压气机和轴流压气机应用范围内。
从设计角度上说，这意味着一些设计参数不再局限于传统的经验取值范围之内。
近年来，工业界内各领域所应用的离心压气机逐渐朝着单级大流量高压比的方向发展［1］。
例如：污水处理厂采用的鼓风曝气工艺，当风量大于300Nm3/min时，单级离心鼓风机较多级离心鼓风机、罗茨风机而言，成本低、能耗低、性价比高［2］。
而在电厂脱硫氧化和生物发酵等领域，当所需的大流量气源压力高于约3.3个大气压时，往往采用带有中间冷却器的两级离心压气机产品。
2翻译部分高压比吸附式压气机级气动性能设计与分析摘 要在轴流压气机中，可以通过附面层抽吸的方法来对叶片和端壁附面层区域的 逆压梯度进行控制从而提高压比。
这个概念已经在一个最高速度为1500英尺每 秒，总压比为3. 5的独特的吸附式压气机的设计与分析中被验证。
吸气级是将轴 对称的通流程序与一个具有反设计能力的准三维叶片程序搭配而设计的，完成之 后用三维\S 方程进行了计算验证。
为了满足一个4%的入口质量流量的总吸要求 在转子和静子吸力面安装了沿着翼展方向的槽，3%的额外抽吸也将需要在轮毂和 缸盖的激波位置附近完成。
除了在端壁区域，设讣的三维粘性的评价结果与准三 维设讣意图高度一致。
三维粘性分析预测的质量平均在转子等嫡效率为93%、总 压比为3. 7和在总压比为3. 4、等爛效率为86%的级中。
2.1专业符号H ——滞止熔U ——附面层边缘速度M ——马赫数P ——压力U ——叶片速度m' ----------- 弧长r ——半径方向u ——附面层边缘速度 2.2脚注0——停滞，总量 1, 2——叶片入口，出口 e 附面层 2・3介绍 Kerrebrock 解决了热力学对发动机性能的影响，他和其他人讨论了吸气时 压气机的相关概念，并且描述了一个实验，此实验研究了附面层吸除对于跨声速 压气机吸力面的影响。
在Kerrebrock 等人1996年的在一个系列的涵盖了最高速 度从700至1500英尺/秒，压比从1. 5到3的吸附式压气机的设计中呈现出了新 的结果，设计研究清楚地表明，级做功的增加，可以实现压气机吸气的愿望。
这 些努力仅仅代表了在回答是否抽吸会导致改善发动机性能整体问题过程的笫一 步。
最后的答案取决于吸入对发动机的重量和燃油消耗的影响。
这些反过来乂依 赖于整合吸气级进入发动机的细节。
特别是，对循环效率的净效应取决于有多少 的放气流的能量可以回收，并且放气流在发动机系统的利用，例如冷却。
这些问 题正在研究中。
r ------- 半径方向 比 --- 运动状态参数 x ——轴向方向 8 *——位移厚度 e ------ 动量厚度 P ——密度 n ——等爛效率3——损失系数isen --------- 等嫡suet ---------- 吸入本文的重点是一个为了实现在叶尖切向速度达到1500英尺/秒，压比达到 3. 5的高速吸气级的气动设讣。
本设计与传统设计相比，在相同的2和2. 3之间压比下，叶尖切向速度大幅度提高了。
(WennQrstrom, 1984)。
正如Merchant (1999).中描述的那样，超高的压气机叶片载荷对于乍一看下叶片的设计体系以及设计理念有要求。
与传统的设计系统相比，它依赖于轴对称的流线曲率法，并结合级联数据或计算，用于本设计的设计系统由叶片求解Youngren和Drela(1991)开发的米塞斯准三维叶片，再加上一通流程序。
：维码是用来分析叶片部分的设计，这部分设计用于构建三维叶片儿何堆叠。
这非粘性-粘性的规划和米塞斯的反设计•特点给叶片部分的设计提供了前所未有的灵活性。
为了使吸力计算成为叶片设计程序中的积分部分，在附面层制定时应包括一个强大的吸力模型。
米塞斯要求山一个通过流求解的流面和流动条件的投入。
与传统的流线曲率求解器相比，本设计系统中所使用的通流求解器解决了完全的轴对称欧拉方程，反映出更精确的径向流线型流道以及叶片排内的变化。
端壁附面层，展向混合，以及需要附加的建模和实证研究非对称效应的影响在流量计算中是忽略不计的。
然而，从三维粘性分析中得出的堵塞和损失被用于最终的优化设IK使用Adamczyk and Celestina在NASA格伦研究中心创造的AP'ASA程序进行了一个完整级的三维粘性分析。
在美国宇航局格伦研究中心还将进行一个实验测试级，这个级的机械设计类似于在Schuler (1998)中描述的低速吸气级，在这些吸气级中，一个重要的特征就是在转子上有一个顶部缸盖，它有利于从流动路径上沿径向向外排出气流, 而且，在设计系统中，无需对前端间隙的影响进行建模。
在接下来的部分中，吸气级的放气装置将会被呈现出来，其次就是一个关于这个级的气动设计的详细讨论。
通流解和准三维叶片流面解表示设讣意图，其次是该级的三维粘性分析探讨。
图1:放气装置示意图2.4放气装置图1所示的是附面层抽吸或放气装置示意图，在表1中给出了每个放气位置的相应的放气要求。
放气质量流量是山占进气质量流量的白分比表示的，这种放气装置的质量流量是山在叶片吸力面翼展方向上的主放气槽和在圆周方向和弦向方向上的次级放气槽组成的。
沿着翼展方向的放气槽的位置和放气要求是准三维设计过程的一个结果。
转子的沿着翼展方向的放气槽是从叶片的弦长40%处延伸到叶尖部分，而静子则是从轮毂延伸到叶尖部分。
对于周向槽的位置和放气要求的初步估讣是山转子缸盖和静子轮毂上受到激波位置决定的。
叶片上的周向槽在设讣中是在整个叶片上延伸的。
山于在准三维设讣系统中并没有对端壁附面层进行建模，所以关于这些放气槽的位置和放气要求的结果是根据三维粘性计算的迭代决定的。
为了控制三维粘性计算中预测的沿着静子轮毂二次流的过度分离和发展，特地在静子轮毂吸力面附近的安装了从叶片的25%—直延伸到了75%处的弦向槽。
表1放气级要求2.5级设计参数表2是对反映了设计意图的高速级的设计参数的一个总结。
在翼展方向上的转子和其所在级的总压比平均值是由其在交义的流动条件下讣算出的的准三维流面解得到的。
当进行质量通量的讣算时，计•算区域的选择依据是转子叶片端面中心对前端的半径比。
扩散因子在计算时釆用的是Lieblein的（Lieblein等人1953）定义，这个solidifies 则是在0叶片计算平面上叶片的弦线和间距的基础上计算的。
等矯效率仅仅反映叶片的尾迹损失，不包括任何的整体系统级内的放气损失。
表3给岀了一些重要的儿何参数。
2：表3：级几何参数图2中表示的是通流压力等值线和流动路径的径向视图，对转子的形状来说, 轮毂轮廓呈抛物线状，而且是在转子上是线性变化的。
在转子上，轮毂的斜面角是33度，在静子上大概为12度。
为了使斜面角更小，转子的前端半径呈现出减小的趋势，保证了一个额外的5%的收缩流道面积。
转子上的静压在上升，从而减缓了底部附面层的增长趋势。
在转子通道激波位置的附近，还形成了一个具有一定预压缩作用的流线叶型。
通过通流压力等值线可以看出很大一部分静压上升发生在转子上面，原因是总的压力上升的很大一部分是通过增加叶片加载而不是叶片速度来实现的。
而且由于具有负的气流相对流动角的存在，转子从轮毂到叶片中间具有一个低的静压上升的趋势。
山于叶根附近对于环境的低响应，静子叶根在马赫数约为1.5 左右的环境下静压会上升。
2.7级的准三维设计本节介绍了转子和静子的根部、中部和顶部的流面上的流动解决方案。
下图中使用的符号如下：MACH1, MACH2SLOP 1 ,SLOP2 P1,P2, POREca. 0进、出口马赫数进、出口气流角进、出口静压、入口总压力雷诺数粘性损失转子和静子的来流马赫数与气流角的表示是不一样的，转子是在相对坐标系下的数值，而静子则是在绝对坐标系下的数值。
损失系数的定义为P()2iscn —P()2co = -------------------皿一卩O整体位移和动量厚度代表的是附面层内质量和动量的损失。
在附面层积分计算时略流管高度的附加质量缺陷是山于附面层吸除引起的。
它的定义是：忽&“林“讥Q认)其中msuc代表的是放气或者抽吸的质量。
2.7.1转子叶根图3中显示的是叶片表面等嫡马赫数分布和相邻叶片间的马赫数分布云图。
为了满足压比的要求，-45 °的相对出口气流角是必不可少的，这是本节的一个 有趣的特点。
在叶根附近的静压比大约为1.24,相对来说是比较低的，这是因 为叶片上此处附着的附面层用不着吸除。
叶片吸力面的形状设计是为了保持在一 个非常短的压力恢复区中的弦终端的马赫数。
虽然压力恢复会导致更大的叶型损 失，但是山于与叶根附面层的相互作用使附面层分离的可能性和通过推迟尾缘之 前的压力恢复减少二次流增长的特性也是可以忽略的。
压力面显示出了一个在叶 片上均匀的到弦线中部不良的压力上升梯度，直到上升到尾缘位置。
压力面上的 气流的较大的加速度是山于叶片的尾缘是发散形状的，在实际中这样形状主要是 为了缓解吸力面上的不良的压力梯度。
2.7.2转子65%处图4显示了转子65%处等爛马赫数的分布和两相邻叶片间马赫数分布的云图。
图a 等燔马赫数 图三动叶叶根区域图a 等嫡马赫数・(.04这一节说明了从较低的激波自山段到高马赫数部分的通道激波的过渡过程。
叶片吸力面形状设计是为了在通道激波之前对气体进行预压缩。
与此同时吸力面会有一个凹形的压力恢复区域，这是因为相对于叶片前端而言负荷较低。
叶片的前缘形状确定的原则就是让气流在从圧力面到吸力面时有一个平稳的过渡，此处气流的撞击损失与粘性损失比较起来是可以忽略不计的。
吸气使在激波部位底部流量的减少的效果是可见的。
压力面的形状设计原则是为了拥有一个在叶片上均匀的到弦线中部不良的压力上升梯度，直到上升到尾缘位置。
叶片上显示出了前缘的厚度以及在相同马赫数下相比较于常规叶片的最大厚度。
相邻的叶片马赫数云图显示了激波结构，吸槽的效果将在激波的下游被发现。
2.7.3转子叶尖(b)马赫数云图图5转子叶尖叶型图5展示的是转子叶尖等燔马赫数分布和转子相邻间马赫数分布云图。
这部分最高的压比可以达到3. 81.对于转子来说，最大的扩散系数是0. 76o叶片的前缘形状确定的原则就是让气流在从压力面到吸力面时有一个平稳的过渡，而吸力面形状设计是为了在通道激波之前对气体进行预压缩。
吸气槽位于激波的下游，并且趋向于固定坐落在槽位置处的激波部分的底部。
压力面显示的是一个在40% 弦长处相当不利的不良压力梯度，随之而来的是一个在尾缘处的恒定马赫数。
叶片压力面的设讣原则是削弱通道激波，从而最大限度限制该区域的附面层增加。
增加叶片发散式尾缘的载荷时的效率会山于不寻常的压力面的附面层厚度而被降低。
叶片相邻间的叶片的马赫数云图显示，激波和激波之间的相交将会发生在最大厚度下游处。
成型压力面对降低通道激波力的作用是在压力侧的下游侧看到的。
在相同的来流马赫数的情况下，叶片片度和前缘半径远远超过传统的超音速叶片。
(a)运动形状参数(b)吸力而位移和动量厚度图6转子叶尖附而层图6显示了在叶片吸力面叶尖上的形状参数(HJ分布和附面层分布图。
吸力面上的形状参数与预圧缩区域基本上是一样的，都是在受到逐渐增加的激波之后在压力恢复区增长。
在控制乩快速增长时，吸力对它的影响是显而易见的。
压力侧与吸力侧一样的，乩也会山于不良压力梯度导致其增长，然后从压力梯度基本为零的部分开始下降，直到尾缘部分。
