三、压气机平面叶栅基元级的反力度 （一）反力度的物理意义 前述气流流过压气机基元级时，动叶和静叶都对气流有增压作用，当基元 级的增压比确定后，就存在一个基元级总的静压升高在动叶和静叶之间的分配比 例问题。如果在动叶中的静压升高所占比重大， 那么在静叶中的静压升高所占比 重则小，反之亦然。
实践表明，基元级的静压升高在动叶和静叶之间的分配情况，对于基元级 对气体的加功量和基元级的效率有较大的影响。
因为，无论动叶或静叶，静压升 高意味着叶片通道中的逆压梯度增大，而过大的逆压梯度将引起该叶片排中的流 动产生分离，严重的分离会导致该叶片排失效，动叶失效将使得动叶的加功和增 压能力下降，静叶失效将使得静叶的导向和增压能力下降，动叶或静叶中的流动 分离都会引起流阻功增加、气体的机械能减少和基元级的效率下降。
为了说明基元级中的静压升高在动叶和静叶之间的分配情况而引入了反力 度的概念，反力度以 表示，定义如下：
2
dp L
1
— L f? R L L
-----
（ 3 3-9 9）
L u （ 3 — 9 9）式中分母 L u 为基元级对气体加入的机械功，即轮缘功。在一般情 况下，可以认为基元级出口 （即静叶出口）绝对速度 C 3 的大小和方向都十分接近
方程（2 2— 12 ）式，就有 2 2 L
C 3 G
3
dp L
2
dp L u 2 1 L f ? R s 1 （3 3— 10）式表明基元级的轮缘功全部消耗于动叶和静叶中的增压过程及克 服流阻。因此，反力度的定义（ 3 — 9 9）式反映了动叶中的静压升高占整个基元级 静压升高的百分比的大小，即反映了基元级中的静压升高在动叶和静叶之间的分 配情况。女口 0.6，则大致表明动叶的中静压升高占基元级总的静压升高的百 分之六十，静叶中的静压升高占基元级总的静压升高的百分之四十。
于基元级进口（即动叶进口）的绝对速度 C|，即 C 3 c 1 。对整个基元级应用能量 L
3並 L
f ? R 2 f ? S (3— 10)
现代航空发动机压气机基元级的反力度范围一般在 0.55〜0 0.70 之间。在动 叶加功量较大（C u 较大）的情况下，如果反力度过低（ ＜ 0.3 ）,则气体通过动 叶后静压升高不多，表明动叶加给气体的机械能主要是动能， 这样动叶出口的速 度 C 2 就会很大，而且方向也偏离轴向很大，如图 3 3- 1 11 所示。这样会加大静叶的 设计难度，在进口速度很高的情况下静叶中的流动损失也将增加 （后面会详细介 绍），因此，需要尽量避免反力度过低的现象发生。
图 3 3- 1 11 过低反力度的速度三角形 （二）反力度的计算公式 对基元级的动叶应用绝对坐标系和相对坐标系下的机械能形式的能量方
上述两式相减，可得
程, 可得 L u 2
dp 1 L f ? R （绝对坐标系下）
2
dp 1 L f ? R 2 2 W 2 W 1 2 （相对坐标系下）
L u 2 2 W 1
w 2
2 2 2 笃鱼，所以 2 dp . 1 一 L f ? R
L u w w 2
1 L u 2 2 C 2 2 L u 2222 C 2u 5 a C 1u Ga 2 L u 将一般情况下, C 2a Ga 条件和轮缘功 L u u C u 代入上式，得 1 Gu
C u Gu
1 1 2u 1 Qu G 2u 由（3 3- 11）式可见，在加功量确定, Gu u u C C u 2u 即 u u 和 C u 确定的情况下，可通过调 (3- 11)
整基元级进口的预旋速度 c 1u 来改变基元级的反力度，避免出现反力度过大或过 小的情况，增加正预旋，可降低反力度，减小正预旋，则反力度增大。
（3 3- 11）式表示的反力度可由基元级速度三角形中的速度参数计算出， 这 种反力度又称为运动反力度。基元级的速度三角形确定后，可以用（ 3 3- 11 ）式 估算该基元级反力度的大小。
基元级的速度三角形分析 一台复杂的多级轴流压气机是由多个单级压气机串联组成， 而其中的每一 个单级压气机又是由很多个基元级沿叶高叠加而成。
压气机是通过无数个基元级 实现对气体的加功和增压，基元级构成了轴流压气机的基础。
设计压气机从设计压气机的基元级开始，而设计基元级又是从确定基元级 的气动参数开始，可根据压气机的总体性能要求，如压气机的流量、增压比、效 率和压气机几何尺寸等要求，计算并确定出多级压气机中每一个基元级处的气体 流动参数和动叶的圆周速度（这一部分内容在有关专业书籍中有介绍）
，气动参 数包括气体的速度（绝对和相对）、静温、总温（绝对和相对）、静压、总压（绝 对和相对）和气体的密度等等，有了基元级的气体速度和圆周速度参数后， 就得 到了基元级的速度三角形。
人类经过几十年的实践和经验总结，已认识到速度三角形中的主要参数对 压气机基元级的加功、增压和低流阻损失等性能有着重要的影响。
以下分别介绍 决定基元级速度三角形的四个参数 C 1a 、C 1u 、U 和 W u 的选取规律以及它们对基 元级性能影响的作用。
（一）
）扭速 W u 的选取 为提高发动机的推重比，希望压气机的尺寸尽量小、级数尽量少，落实到 基元级设计上，就要求基元级的加功量要尽可能的大。从加工量公式 L u u c u u w u 看，增大扭速 w u 可以增大基元级的加功量。但是，扭速 w u 提 得过高也会带来一些不利的后果，以亚声速基元级为例（图 3 3-8 8），在 W 1 不变得 情况下，要想增大 W u ，就必须加大气流在动叶通道中的偏转角度 但是，要使高速气流在扩张形通道中实现大的偏转是很不容易的， 偏转角 度 越大，气流相对速度下降越多，动叶通道中的逆压梯度也就越大，并且叶 片表面附面层的发展也非常快。这样，当气流偏转角大到一定地步时，叶背表面 的气流就有可能不再贴附壁面流动， 即发生如图 3 3-2 12 所示的分离流动。一旦发 生流动分离，则动叶的加功和
增压能力就会下降， 动叶的效率也会下降，压气机 的流量也会因此而减小，这些都是不希望发生的。
对超、跨声速基元级而言，扭速 w u 是靠强烈的激波系获得的（如图 3 3- 9 9 所示），虽然超、跨声速基元级的扭速 w u 可以比亚声速基元级的扭速 w u 大很 多，但是，如果激波强度过大，激波本身就会带来一定的总压损失，而且更为重 要的是激波与叶背表面的附面层相遇还会产生激波一一附面层干涉现象， 使得叶 背表面附面层更加容易分离或分离现象更严重，使得动叶的效率急剧下降。因此， 为了保证动叶的效率，无论亚声速基元级还是超、 跨声速基元级，都不能任意增 加扭速 W u 0
图 3 - 2 12 叶背流动分离 从基元级速度三角形中还可以看到，在 w 和 u 不变得情况下，扭速 W u 增 大还会使动叶出口速度 C 2 增大，并且 C 2 偏离轴向的角度增大。C 2 是静叶进口速 度，在本章第三节中已介绍过静叶除了增压作用外， 还有一个重要作用是导向作 用，转子出口偏离轴向很大角度的气流要通过静叶重新回到接近于轴向， 在高速 来流的条件下，气流在扩张的静叶通道中，偏转角度过大也会出现流动分离现象。
通常对基元级静叶的进口速度是有限制的，要求 M C2
0.85， 2 25 0 如果静叶进口气流的 q Mq 较大（即使 M C 2 <1.0 ），在静叶通道进口区域，由 于叶片厚度的出现，流道面积是收缩的，气流流动是加速的，有可能在静叶通道 中出现局部的超声速流动和激波 （如图 3 3- 13 （a a）所示 ）°通常在设计基元级静 叶时，要避免静叶通道中出现激波，尤其是要避免激波贯穿整个静叶通道的现象 出现。
一般认为，在静叶通道中出现激波没有太多的好处，虽然气流经过激波后 静压会升高，但是激波本身也会带来总压损失和激波一附面层干涉造成的分离流 动损失。
静叶与动叶不一样，动叶中激波造成的总压损失可以通过动叶继续对气体 加功使总压得到恢复和升高，而静叶不对气体加功，激波造成的总压损失得不到 恢复,在激波后的
流动过程中由于摩擦等因素的存在， 总压还会继续下降。此外, 一旦出现了贯穿整个静叶通道激波，还会对整个基元级的流量起到堵塞作用 ， 因为在这种情况下，即使该基元级静叶的后面还有其它级的压气机在工作， 向后 抽气并降低了静叶出口处的静压， 但这时的反压变化已传递不到静叶通道中的激 波截面以前，整个基元级处在了流量不随反压变化的堵塞状态 。
大加功量的压气机难设计，有时是难在静叶不容易设计。
设计得不好的话， M Q 在0 0.80 以下，静叶通道中就会出现较强的激波，造成静叶总压恢复系数低 和流量变化范围窄的后果。高负荷的压气机基元级设计，一定不要轻视静叶的设 计，即在选取扭速 w u 时还要考虑到静叶的设计困难。
图 3 3—3 13 局部超声速流动和激波
（二）动叶圆周速度 u 的选取 从基元级的轮缘功公式 L u u C u u w u 可以看出，提高动叶的圆周速度 u，可以增大动叶对气体的加功量，从而可以增加压气机的级增压比或减少压气 机的级数。从基元级的速度三角形中可以看到，在相同的 G G 条件下，提高圆周速
度 u，会使动叶进口气流的相对速度 W 1 增大，即动叶进口气流的 M w . 增大。早期 的压气机设计为了使 M^ vl.O，对圆周速度 u 的选取有一定的限制。随着对适用 于超、跨声速来流的高速叶型的研究和应用，现在动叶进口的 M W 1 已可以达到 1.6〜 1.8，叶尖的圆周速度 u 也从早期 0 300 米/ /秒，上升到现今 0 500 米/ /秒左右。
选择较高的圆周速度，一定要解决好超、跨声速流动的激波损失问题，要 精心设计适用于高来流M%的超、跨声速叶型，将激波和激波一附面层干涉造成 的损失限制在一个较低的水平。此外，在目前的压气机叶片材料条件下， 叶片的 强度问题也是限制进一步提高圆周速度的因素之一。
(三) 动叶进口轴向速度 C ,a 的选取 动叶进口轴向速度 C ia 的选取与发动机的流量有关，当压气机的进口面积一 定时，若动叶进口轴向速度 C 1a 大，则进入发动机的空气流量就大，发动机的推 力或输出功率也就大。若发动机的进气流量一定，压气机动叶进口轴向速度 C 大，压气机的迎风面积就可以小。但是， C ,a 的选取也不能随意增大，过大的 C 1a 将会导致很大的流动损失，尤其是在动叶的根部区域。压气机动叶的稠密程度如 果在半径较大的叶尖处是合适的话，那么随着半径的减小，在叶根处叶片的稠密 程度就会过大，并且由于强度的需要，动叶的根部叶型通常厚度也比较大， 气流 流动的通道窄，气流流速大，容易发生流动堵塞和流动损失剧增等问题。
此外，由气动函数无量纲密流 q(M a ) 随 M a 的变化关系可知，工 M a 增大到 ? 一定地步后,q(M a ) 的增大减缓，由流量公式 m m 机流量的增大也就不显著了。因此，也没有必要将 C 1a 增大到接诉声速。
为了保证压气机有较高的效率和较宽的稳定工作范围，美国民用发动机的 风扇/ /压气机的进口轴向 M C 1a 的选取值不超过 0.50〜 0.55，美国军用发动机的风 扇/ /压气机的进口轴向 M^的选取值不超过 0.60〜 0.65。前苏联为了追求发动机 的迎风面积小，军机的 M%选取值大于 0.65 ( <0.68 )，压气机的效率就要牺牲P q(M a )sin A 可知，压气
一些。我们国内在压气机的研制过程中， 在经历了许多经验教训之后，也认识到 M c 1a 的选取至关重要，当 M c 1a >0.65，就有可能导致压气机的效率下降和喘振裕 度降低。
（四）动叶进口预旋速度 気 的选取 在多级压气机中，动叶进口的预旋速度 缶是由前一级的静叶产生，压气机 第一级动叶的进口要想获得预旋速度 du ，则需要在第一级动叶之前加装进口导 流叶片（也称进口预旋导叶）。动叶进口预旋速度 du 对气体在整个基元级中的流 动和基元级的反力度有较大的影响，在基元级设计时可以根据需要灵活选取动叶 进口预旋速度皿 0 （1 1）正预旋 Gu （ Gu 的方向与圆周速度 U 的方向相同）的作用 在动叶进口轴向速度 Ga 和圆周速度 u 不变的条件下，采用正预旋 c 1u 可以减 小动叶进口的相对速度 W 1 ，如图 3 3—4 14 所示 在动叶尖部，由于半径大，圆周速度 u 大，动叶进口的相对速度 W 1 就大, 对多级压气机的进口级来说，由于此时气流的温度比较低（音速也低，压气机尚 未对气流加功），容易出现动叶进口相对 M%过高的现象，而 M%过高就有可能
图 3 3— 4 14 采用正预旋减小 w 另外的话，如果在圆周速度 u 不变、动叶进口 W 1 的大小不变、而方向可以 改变的设计条件下，如图 3 3-5 15 所示增大正预旋 九值，可以增大动叶进口的轴 向速度 Ga，也即可以增大压气机的流量或者减小压气机的迎风面积。
⑵反预旋 C iu （ C iu 的方向与圆周速度 U 的方向相反）的作用 在压气机设计时，为了避免因不同叶高处的基元级对气体的加功量不同而 造成的沿造成激波损失大、动叶效率下降的问题, M
W1
0 采用正预旋可有效降低动叶进口的相对 C 1 W 1 W ，1 U 1 1 图 3 3— 5 15 采用正预旋增大 C 1a
叶高不同能量气体之间的参混损失，通常在设计动叶时安排加功量沿叶 高分布基本相等，即 L L u =u 叶尖 △ w w 叶尖 =u u 叶根 △ w w u 叶根 。这样，在叶根处，由于叶根半 径小，叶根的圆周速度 u 叶根 就小，则必须叶根处的扭速厶 w w 叶根 大。在动叶进口轴 向速度 C ia 和圆周速度 u 不变的条件下，这样动叶的根部基元级的速度三角形就 可能出现如图 3 3- 1 11 所示的情况
图 3 3- 1 11 过低反力度的速度三角形 此时从反力度的公式 2
）可以看出，这种基元级的反力度很低， L u 并且动叶出口速度 C 2 大， C ; 偏离轴向的角度也大（ 2 小），对基元级静叶的设
计很不利。
如果在这种情况下，采用反预旋 C 1u 设计，如图 3 3-6 16 所示，则可以增大 基元级的反力度，减小动叶出口速度 C 2 ，增大 2 角度，改善基元级静叶的设计 条件。虽然采用反预旋会增大动叶进口的相对速度 W 1 ，但是，由于动叶的根部 的圆周速度 u 小，一般情况下 W 1 不大，不会出现因 M%过大而带来的动叶效率急 剧下降的问题
图 3 3—6 16 采用反预旋减小 c 2 、增大2
压气机平面叶栅流动 在亚声速基元级中，动叶和静叶构成的叶栅通道以及气流相对于动叶和静 叶的流动都有着共同的特点，都是气流在沿流向扩张的通道中减速扩压流动， 同 时气流的角度发生
偏转（由与轴向的夹角大偏转到与轴向的夹角小）
。因此，可 以用单独一排叶片来模拟气流在基元级中动叶或静叶中的流动， 这种在平面上展 开的模拟叶栅就是本节所要介绍的压气机平面叶栅。
早期的亚声速压气机的动叶和静叶的设计都是以平面叶栅试验结果为依据 的，压气机的流场数值计算最初也是从计算平面叶栅流场（二维流场）开始的， 平面叶栅的理论和试验研究在压气机的研制和发展过程中起到过非常重要的作 用。虽然气流在二维平面叶栅中的流动与在真实压气机中的三维流动存在着一些 重要的差异（如沿叶高方向的压力梯度和动叶中的离心力场等等）
，但是，对初 学者来说，了解气流在平面叶栅中的流动及平面叶栅的特性， 对于学习和掌握有 关压气机的基本知识和理论还是很有帮助的。
本书第二章和第三章的前面内容主要介绍的是压气机中的一维流动情况， 即沿压气机轴向 （叶片排前后）
气流流动参数会发生那些变化。
本节将介绍压气 机平面叶栅和气体在平面叶栅中的二维流动情况， 即在单排叶片的范围内，气流 流动参数沿压气机轴向和周向发生变化的情况。
一、平面叶栅的几何参数 平面叶栅是由多个形状相同的叶片（通常 7 7 片以上）按一定的要求排列起来 组成的，其几何参数包括叶型的几何参数和叶栅中决定叶片位置的叶栅几何参 数。
叶型几何参数（参见图 3 3— 17）
中弧线：叶型内切小圆的中心的连线。
弦长 b b:中弧线与叶型前、后缘的交点 A A 点和 B B 点之间直线为弦，长度以 b 表示。
最大挠度 f f max 及其位置 a a：
f max 为中弧线到弦的最大垂直距离，最大挠度 f max 的位置距前缘点距离为 a a。在气动上，具有决定意义的往往不是这两个参数的绝 对值的大小，而是其无因次相对值，故通常以 f 良 和 a a表示。
b b
b b 最大厚度 C C max 及其位置 e e：叶型的最大厚度为 C C max ，距前缘的位置为 e e,常 用相对值 c c
和 e e表示。
b b
b b 叶型前缘角1 和后缘角 2
:中弧线在前缘点 A A 和后缘点 B B 的切线与弦之 间的夹角。
叶型弯角：
1 2 ， 为表示叶型弯曲程度的参数， 越大，则叶型 弯曲越厉害。
叶型表面座标：用上述（2 2）〜（6 6）参数和选定的曲线类型（圆弧、抛物 线、多项式等等）确定了叶型的中弧线以后，将原始叶型（中弧线为直线的对称 叶型，本书第四章中有介绍）的厚度移植到中弧线曲线上，可得到叶型的表面座 标。叶背表面也称为叶片吸力面，叶盆表面也称为叶片压力面。
图 3 3- 17 叶型主要几何参数
图 3 3-8 18 叶栅主要几何参数
叶栅几何参数（参见图 3 - 18）: 叶型安装角 y —叶型弦线与叶栅额线的夹角，叶栅额线是连接所有叶片前 缘 A A 点的直线，叶型安装角 y 确定了叶型在叶栅中的安装（角度）位置。
栅距 t —两相邻叶型对应点之间沿额线方向的距离。有了叶型安装角 y 和 栅距 t t 后，叶栅的几何参数便完全确定了，但是在实际应用中，下面两个参数使 用起来更加直接和方便，因而得到更多的应用。
叶栅稠度 一稠度等于弦长和栅距的比值，即 b ，表示叶栅中叶片的 t t 相对稠密程度。
几何进口角 你和几何出口角 2k —分别是中弧线在前缘 A A 点和后缘 B B 点 处的切线与额线的夹角，这两个角度是确定气流在叶栅进口和出口处方向的参考 基准。
二、亚声速进口气流在平面叶栅中的流动
当叶栅进口亚声速来流的 M a, 比较高时（M a , 达到 8 0.8 左右），在叶栅通道 的内部就有可能出现局部超声速流动，如图 3 3- 19（a a）所示，这时的来流 M a , 在 气动上被称为临界 M a.” 。
将叶型的前缘放大看（图 3 3- 19 （b b）
））,叶型的前缘是一个半径为 r , 的小圆 圆周的一部分，当气流流到前缘处就分为两股，一股流向叶背，一股流向叶盆,
于是在叶片前缘就有一个分叉点 A A。在 A A 点处的气流不可能同时具有两个速度， 所以 A A 点处的速度应该等于零，A A 点也称为前驻点。前驻点 A A 不一定与前缘点 A 相重合，前驻点 A A 随来流相对于叶片情况而定，不是一个固定点。
由于前缘小圆的半径 r i 很小，前缘叶型的曲率很大，产生了角加速度很大 的绕前缘小圆的加速绕流流动，从驻点 A A 绕向叶背的气流绕流的角度大，产生 了更大的加速，到达某一点时 （D D 点 ）达到声速，此后超声速气流沿叶背凸面继续 加速流动并发出膨胀波，图中虚线表示膨胀波，点划线表示声速线，叶背超声速 区以激波结束。
在图中所示的来流方向条件下，从驻点 A A 绕向叶盆的气流绕流的角度小， 产生的加速小，叶盆附近没有出现局部超声速流动。叶型前缘部分的形状对叶栅 的临界皿隔有比较大的影响，一般来讲，前缘小圆的半径 r i 增大、叶型的相对最 大厚度 c c 增大和其位置 e e 靠近前缘、中弧线的挠度 f 增大和其位置 a a 靠近前缘等 因素，都会使叶栅的临界 M%减小，即在来流 M%比较低的情况下，叶栅中就会 出现局部超声速流动和激波。
图 3 — 0 20 为叶片表面附近的 M a 分布图，从前缘开始叶背表面的 M a —直升 高，叶背表面附近有局部超声速区，激波前 M a 达到最高值，激波后 M a 迅速下 降。叶盆的 M a 变化相对比较平缓。在相同弦向位置上，叶背气流速度大于叶盆 气流速度，因此叶背静压小于叶盆静压，所以叶背也称作吸力面，叶盆也称作压 力面。
图 3 3— 9 19 叶栅中流动示意图
由于气体有粘性，叶片表面总有附面层存在。叶盆表面由于逆压梯度不大， 所以附面层不太厚，所带来的摩擦损失也不严重。叶背表面的逆压梯度比较大， 附面层相对较厚，而且还有激波，激波后的静压突升会使叶背表面的附面层进一 步增厚甚至分离，即产生激波一附面层干涉现象。
当气流分别由叶背和叶盆流到叶型尾缘处时， 叶片两边的附面层及附面层脱 离叶片时产生的旋向相反的旋涡汇合到一起，形成叶片尾迹和产生尾迹旋涡耗散 损失。尾迹是由附面层中低能量的气体构成，因此，尾迹区中的总压比主流区低 很多。此外，由于叶背表面的附面层厚，叶盆表面的附面层薄，造成尾迹是不对 称的，叶背一侧的总压亏损相对大一些，如图 3 3- 21 (a a)所示。
由于尾迹区中气体的总压和速度与主流区中的不同，在叶栅的下游就会发 生不同能量气体之间的掺混现象，在掺混过程中也会有机械能的损失。
随着流动 向下游发展，尾迹区逐渐加宽，但尾迹区与主流区的差异(不均匀程度)逐渐减 小。
叶栅中的流动损失由以下各项组成：
附面层内气体的摩擦损失； 逆压梯度作用下的附面层分离损失，特别是激波一一附面层干涉会加重分 离，导致分离损失急剧增加，如图 3 3- 21(c)所示； 激波造成的总压损失； 尾迹损失(叶片两侧附面层在尾缘处脱体时产生的旋涡流动损失，如图 3 3- 21(b)所示)和尾迹区与主流区的掺混损失。
以上损失常统称为叶型损失。
三、平面叶栅的气动参数 平面叶栅中的流动是二维流动，叶栅中各点处的流动参数不相同，可以采用 质量平均的方法 得到叶栅进出口气流参数的 平均值.用气流参数的平均值来反映 叶栅的工作状态和叶栅的气动性能，以下的平面叶栅气动参数(参见图 3 3— 18) 都是平均值参数：
(1 1)进气角 ! :叶栅进口 1 1 ——1 1 截面处气流来流方向与额线的夹角。
(2)攻角 i :气流进气角 1 与叶栅几何进口角 1k 之间的夹角，i 1k 1 ,i>0. 表示叶栅在正攻角下工作(如图 3 3— 21)， i <0,表示叶栅在负攻角下工作。
的夹角被称为落后角 2k 2 0
叶栅出口的平均出气角一 2 与叶栅的几何出口角 2k 通常不相等，它们之间
(3)出气角 2 :叶栅出口 2 2――2 2 截面处气流出气方向与额线的夹角 (4)落后角：气流出气角 2 与叶栅几何出口角 2k 之间的夹角, 气流转角 ：气流流过叶栅后，气流角度发生的变化， 2 1 ，可 以推导出如下关系：
2 1 ( 2k ) ( 1k i) 1k 2k i i ( 3 — 13) (3- 13)式表示，增大来流攻角 i i，如果气流的落后角 不变，则气流的转 角 增大，或者，来流攻角 i i 不变，流动分离造成落后角 增大，则气流的转角 减小。叶栅的气流转角 与动叶的加功和增压性能以及与静叶的导向和增 压性能密切相关，是反映叶栅性能的重要参数之一。
(6 6)总压损失系数―：表示气流流过叶栅时的总压损失的大小，也是反映叶栅 性能的重要参数之一，其定义为
(8)叶栅的静压增压比 P 2 。
P1 2k 2 0
- -P P 1 P P 2 P P 1 P P 1 (3— 14) 为了使用方便， 利用叶栅总压恢复系数 卫 * 2 和气动函数 Pi (MJ P1 r r 可得到 (1 ^M ：
尸
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