CN114186350A - 一种航空动力系统两级增压装置设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空动力系统两级增压装置设计方法，所述两级增压装置至少包括低压压气机、高压压气机和压力平衡通道；所述压力平衡通道连通高压压气机轮盘的盘罩间隙腔和低压压气机轮盘的盘罩间隙腔；首先计算得到离心压气机轴向压力，随后根据所要降低到的离心压气机轴向压力确定压力平衡通道中的补气流量，再确定得到引气孔孔径；本发明可根据不同工况下离心压气机的性能要求自主设计完成轴向力控制，为解决“背靠背”两级增压装置超紧凑布局带来的气动轴向力自主控制难题奠定了基础，通过形成二次气体循环使峰值轴向力降低80%，实现发动机整机使用寿命与安全性水平的提升。

Description

一种航空动力系统两级增压装置设计方法

技术领域

本发明属于航空动力系统设计技术领域，具体涉及一种航空动力系统两级增压装置设计方法。

背景技术

当前，空中力量新的发展方向为新一代飞行器提出了更高的发展要求。机载动力装置为机载设备提供操作动力，直接影响飞行器的性能，因而高性能集成化的机载动力装置成为迫切需要。飞机的动力装置由主发动机、辅助动力系统（APU）、应急动力系统（EPU）构成，在传统飞机上这三种动力系统是相互独立的，结构复杂、集成化程度低的特点增大了飞机的体积和重量，功能和性能无法满足新一代先进飞机的使用要求，因此亟待发展辅助动力和应急动力集成的组合式动力装置。

在辅助动力和应急动力集成的组合式动力装置中，航空齿轮箱是带三个离合器的传动机构，接受APU和EPU两种动力输入，驱动液压泵、发电机和燃滑油泵为飞机操作系统、电源系统等提供能量。在动力输入由EPU向APU切换时，齿轮箱通过与之相连的核心机，实现高速动力切换。在此过程中，为实现高速动力切换平稳性和可靠性，组合动力装置的核心机是关键所在。核心机为一种两级增压装置，包括高压压气机和低压压气机，以背靠背方式相对布置，可以大大缩短两级压气机的轴距，有效提高高速旋转的转子轴向定位和振动方面稳定性，从而可以保证转子更高的转速，并实现两级压气机达到两级以上压气机的压比。

同时，上述核心机所用的两级增压装置，也可以被应用于作为通航动力重要组成部分的航空活塞式发动机，能够通过增压的方式提高进入燃烧室的气体压力和空气量，同时满足航空发动机尺寸重量的限制，并保证达到足够的压比，在高空、稀薄空气环境下保证输出功率和效率稳定。目前，上述两级增压装置与欧美在航空用涡轮增压器设计方面形成的“两级串联”废气涡轮增压器产品相比，两级增压装置在实现体积减少60%、重量减少70%的同时，压比、效率、裕度等技术指标也达到国际先进水平。

在提出两级增压装置的高低压压气机相对布置方式后，需要考虑轮盘背部与其它安装部件间存在的盘罩间隙腔导致的轴向力问题。在压气机盘旋转产生的“离心泵”作用下，贴轮盘背部的气体被甩出盘罩间隙腔，产生对盘罩间隙腔的“抽真空”效果；远离轮盘背部区域，由于盘罩间隙腔内压力的降低，部分外部流道气体进入盘罩间隙腔，产生对盘罩间隙腔补充气体的效果。这种抽气、补气的过程使盘罩间隙腔内的气体压力周期性脉动，并直接导致压气机轮盘上所受轴向力也呈现周期性波动。此外，由于高、低压轮盘的盘罩间隙腔外部气体压力不同，盘罩间隙腔内脉动的压力水平也不同，从而导致高压压气机轮盘的轴向力大于低压压气机轮盘，即轴向力不平衡。

以上两种结果都不可避免的增加了轴承的负担，尤其是周期性脉动的轴向力加速了轴承的磨损，对转子的稳定性与抗过载能力都造成影响，并导致发动机使用寿命与安全性水平降低。目前对这种轴向力的控制有可以通过降低压气机轮盘转速的方法实现，但同时意味着压比的下降和效率的降低。基于以上现状，提出一种可以自主平衡轴向力控制的航空动力系统两级增压装置设计方法，抑制整个包线内的轴向力脉动的同时保证压比和压气机效率。对于实现核心机的快速驱动和快速响应，突破低转速区响应滞后的技术难题，满足新一代飞机的自主保障、快速起动、高机动安全性的需求，并且增强通用航空发动机的稳定性与抗过载能力，降低轴承负荷，并最终满足发动机使用寿命与安全性要求，进一步发展通用航空技术，建设民航强国具有非常重要的现实意义。

数值模拟技术，是指依靠电子计算机，结合有限元或有限容积的概念，通过数值计算和图像显示的方法，达到对工程问题和物理问题乃至自然界各类问题研究的目的。按所用模型的类型（物理模型、数学模型、物理－数学模型）分为物理仿真、计算机仿真（数学仿真）、半实物仿真。

目前利用数值模拟进行计算机辅助设计，在航空发动机设计方面也有了广泛的应用。申请号为201711492148 .1的中国发明专利公开了一种高空两级涡轮增压器变工况匹配设计方法，采用中线设计和分析方法，基于一维损失模型分析压气机和涡轮部件的变工况特性，满足设计阶段快速分析性能和设计参数优化的要求；并且根据增压系统的变工况性能匹配要求优化两级压气机压比、涡轮膨胀比分配方案，保证压气机级的失速裕度和涡轮级的效率满足设计要求；同时基于非设计工况特性分析结果对压气机级内部件进行二次设计优化，进一步提升压气机级和涡轮级的变工况性能。在保证设计工况性能的同时提升了增压系统适应发动机变工况的能力，增强了其可靠性和高效性，并能给出可变增压系统的基本控制规律。

申请号为202010111114 .9的中国发明专利公开了一种离心压气机半开式叶轮轴向力计算方法，假设叶轮前端面的压力分布符合抛物线分布规律，并假设叶轮出口速度轴向分量为零，该假设符合大多数叶轮的压力分布规律，同时考虑了叶轮背面间隙及密封处位置的影响，修正系数通过大量实验获得，无论是低压比还是高压比的压气机半开式离心叶轮，均可采用该方法进行轴向力计算，具有一定的通用性。

但利用上述方法在进行设计时，都有一定的问题，首先，仅考虑到飞行器动力系统某一部件的受力情况分析，没有考虑到飞行器动力系统不同工作部件间的压力差，及工作条件下的压力差实时变化情况。因此，不能实际反映出推进系统在工作时的情况。另外，均采用数值模拟软件现成的参数和流程进行仿真，缺少对仿真过程中部分参数如压力差的实时计算变化反馈。

发明内容

为解决上述已有技术存在的不足，本发明提出一种航空动力系统两级增压装置设计方法。通过对高低压压气机轮盘模型轴向力的计算与CFX软件仿真模拟，合理设计引气孔位置与孔径大小，从而利用盘罩间隙腔内二次空气循环自主平衡盘腔轴向力。具体为首先计算得到两级增压装置轴向压力，随后根据所要降低到的两级增压装置轴向压力确定压力平衡通道中的补气流量，再确定得到引气孔孔径，首先大幅降低了两级增压装置轴向力不平衡的问题，又使两级增压装置保持足够的压比，提高了两级增压装置的效率，提高了使用寿命和安全性。

本发明完整的技术方案包括：

一种航空动力系统两级增压装置设计方法，所述两级增压装置至少包括低压压气机、高压压气机和压力平衡通道，所述高压压气机和低压压气机以背靠背方式相对布置；

所述低压压气机至少包括低压压气机轮盘和低压压气机流道；

所述高压压气机至少包括高压压气机轮盘和高压压气机流道；

还包括中间机壳和工艺槽；

所述压力平衡通道包括开设于中间机壳上并连通高压压气机盘罩间隙腔和低压压气机盘罩间隙腔的引气孔、位于中间机壳上的工艺槽、中间机壳和轴承外壳间的缝隙；所述压力平衡通道连通高压压气机轮盘的盘罩间隙腔和低压压气机轮盘的盘罩间隙腔，利用高、低压压气机盘罩间隙腔内的压差将部分高压气体从高压压气机流道引回低压压气机流道，在盘罩间隙腔内形成二次气体循环回路；

所述压力平衡通道设计包括如下步骤：

步骤一、两级增压装置转子轴向力的计算；

将轮盘背面沿径向划分为n个圆环形计算区域，分别计算每个计算区域的背面轴向力， f _i为第i个计算区域的背面轴向力，单位为N，i取值为1~n；

加和各个计算区域的背面轴向力得到轮盘背面的总轴向力f _b 为：

（1）

通过仿真模拟进行气动分析，得到叶轮前的气动轴向力f _f ，并通过下式得到叶轮的轴向力f _L 为：

f _{L =} f _b -f _f （2）

采用上述方法分别计算低压压气机叶轮和高压压气机叶轮的轴向力，然后求和即得两级增压装置转子轴向力f _a ：

步骤二、根据两级增压装置转子轴向力确定压力平衡通道中的补气流量占比；

两级增压装置转子轴向力与压力平衡通道中的补气流量占主流道流量的百分比满足以下关系：

f _a = -79.676x ³ + 172.77x ² - 136.43x + 319.06 （3）

式中：x为补气流量占主流道流量的百分比，f _a 为两级增压装置转子轴向力；

求解公式3，即可确定压力平衡通道补气流量占主流道流量的百分比；

步骤三、根据确定的压力平衡通道补气流量占主流道流量的百分比设计压力平衡通道的引气孔孔径。

所述f _i的计算方式如下：

（5）

其中，第i个计算区域的两端分别为轮盘半径r _i1处与轮盘半径r _i2处，r _i1和r _i2的单位为m，p _i1为轮盘半径r _i1处的压力，单位为Pa，p _i2 为轮盘半径r _i2处的压力。

第i个计算区域的两端压力p _i1和p _i2 满足以下关系：

（6）

式中：ω为轮盘的旋转速度，单位为rad/s；T _i1为轮盘半径r _i1处的温度，单位为K；R为气体常数，单位为J/(kg*K)；β为轮盘后气流从半径r _i1处到r _i2处的平均旋流系数，所述旋流系数通过三维流场仿真模拟分析得到。

所述步骤三具体包括：

压力平衡通道补气流量占主流道流量的百分比与引气孔孔径的关系为：

（4）

式中，Q为补气管道流量，单位为m³/s；D为引气孔孔径，单位为m；V为流速，单位为m/s；Q _T 为主流道流量，单位为m³/s；

根据步骤二中确定的压力平衡通道补气流量占主流道流量的百分比x，求解公式4即可确定引气孔孔径D。

所述步骤二中补气流量占主流道流量的百分比为0.5%，所述步骤三种引气孔径为0.5mm。

所述低压压气机和高压压气机为离心压气机，所述低压压气机和高压压气机相对串联设置。

根据所述方法所设计的航空动力系统两级增压装置。

带有所述的两级增压装置的航空动力系统。

所述航空动力系统为辅助动力和应急动力集成的组合式动力系统。

所述航空动力系统为活塞式航空发动机。

本发明相对现有技术的优点在于：

1）本发明首先设计了两级增压装置的计算模型，并将其与现有数值模拟流体仿真软件相结合，考虑了飞行器动力系统不同工作部件间的压力差，及工作条件下的压力差实时变化情况。能够实际反映出推进系统在工作时的压力差的实时计算变化反馈。

2）通过合理设计气体平衡通道的结构，实现减小两级压气机轮盘间的压差，自主平衡盘腔的轴向力，大大增强了转子的稳定性，提高了抗过载能力，使峰值轴向力降低80%。同时使压气机保持足够的压比，提高了压气机的效率，提高了使用寿命。

3）提出了两级增压装置轴向压力的计算方法，随后根据所要降低到的两级增压装置轴向压力确定压力平衡通道中的补气流量，再确定得到引气孔孔径的方法，可根据不同工况下两级增压装置的性能要求自主设计完成轴向力控制而无需额外设备或操作，可靠性与安全性系数更高，因而可应用范围更为宽广，节省了实验成本。

4）本发明在盘罩间隙腔内设计形成二次气体循环，实现在压气机盘旋转产生“离心泵”作用下，由于抽气、补气的过程导致盘罩间隙腔内的气体压力周期性脉动问题得到解决，消除了整个包线内的轴向力脉动。

5）本发明较传统轴向力控制方法相比，不需要降低轮盘转速与压比，从而实现在相同水平轴向力下得到更高的效率，突破了背靠背式两级增压装置超紧凑布局带来的气动轴向力自主控制难题。

附图说明

图1 为本发明的两级增压装置叶轮轴向力分析示意图；

图2 为两级增压装置随时间变化的高压压气机盘罩间隙脉动轴向力；

图3 为两级增压装置随补气流量占主流道流量百分比变化的高压压气机盘罩间隙脉动轴向力。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。

本发明提出了一种两级增压装置轴向力的自主平衡设计方法，具体步骤包括：

1.两级增压装置轴向力计算，包括：

本实施例所用两级增压装置轴向力的两级压气机模型轴向力分析示意图如图1所示：

将轮盘背后分为n个计算区域，分别计算得到每个区域的背面轴向力，i取值为1~n，f_i为第i个计算区域的背面轴向力，单位为N。单个区域的计算方式为：设该区域的两端分别为轮盘半径r₁（单位为m，下同）处与轮盘半径r₂处，p₁（单位为Pa，下同）为轮盘半径r₁处的压力，p₂为轮盘半径r₂处的压力，已知轮盘的旋转速度ω（单位为rad/s），轮盘半径r₁处的压力p₁、温度T₁（单位为K）、气体常数R（单位为J/(kg*K)），轮盘后气流从半径r₁处到r₂处的平均旋流系数β，上述参数可根据两级增压装置的性能指标，或者实际工作过程中进行测量或通过气动分析计算等方式得到。

轮盘半径r₂处压力p₂与轮盘半径r₁处的压力p₁的压比p₂/p₁关系根据下式获得：

轮盘半径从r₁处到r₂处的背面轴向力可由下式计算得到：

分别计算后，加和得到轮盘背面的总轴向力f_b为：

通过气动分析得到叶轮前的气动轴向力f_f，得到单个叶轮的轴向力f_L为：

将各个叶轮轴向力的总和，得到转子的总轴向力f_a为：

在本实施例中，根据上述计算方法与计算过程，作为轴向力分析的条件，所用两级增压装置工作高度为10000m，增压器工作转速拟定为可能的最大转速100000rpm，得到两级增压装置的转子轴向力如下表所示，其中轴向力以两级增压装置高压压气机侧出口为正方向：

表1两级增压装置的转子轴向力分布

100000rpm	轴向力（N）	叶轮背后轴向力(N)
			高压压气机叶轮	-46.7	283.2
低压压气机叶轮	-26.4	-194.2

通过分析可以看出，在现有结构的两级增压装置中，高低压压气机轮盘间存在较大的压差，并且压气机盘在旋转时会产生“离心泵”作用。

本实施例中为确定涡轮增压器的各个轮盘背后的旋流系数的分布进行了三维流场分析。从流场分析的结果中提取摩擦力矩系数，并和摩擦力矩系数的试验关系式对比，以确认流场分析的准确性。最后从流场分析的结果中提取旋流系数。具体包括：

1.1流场分析

选取低压压气机叶轮、高压压气机叶轮和涡轮叶轮作为分析对象，考虑气体的压缩性，以及粘性耗散。轮缘压力为给定值，参考温度取盘腔外缘截面的主流道气流温度，计算的边界条件如表2所示。

表2 叶轮背面流场分析的计算边界条件

根据设计的高低压压气机计算模型，采用CFX软件进行了流场分析，根据高压压气机叶轮（HPC），低压压气机叶轮（LPC）的盘罩间隙内的流场和压力场分布分析结果，间隙内的流动和压力场分布符合分布规律；对于高压压气机叶轮（HPC），盘罩间隙内只存在一个大的环流，台阶面的存在并没有对整个环流产生大的影响；而对于低压压气机叶轮（LPC），台阶面的存在使得盘罩间隙内存在两个大的环流。

1.2 摩擦力矩系数分析

分别提取LPC和HPC盘腔的转盘迎风面摩擦力矩，并根据力矩系数的定义计算得到，如表3所示：

表3 计算模型的流场分析力矩系数

部件名称	盘腔气体密度 （ρ/ kg*m-3）	摩擦力矩 （M / 10-3Nm）	摩擦力矩系数 （cm）
				低压压气机叶轮	1.2847	10.36	0.0024
高压压气机叶轮	1.41501	5.75	0.0026

根据盘罩间隙比与旋转雷诺数的数值，判断低压压气机叶轮、高压压气机叶轮和涡轮叶轮的盘腔流动均处于大间隙湍流流动区域，对于封闭空间内的有限尺寸的旋转盘腔，转盘和静止罩之间存在一个旋转核心，旋转核心的旋转角速度与半径有关。在流动区域内，力矩系数的实验关系式为：

，计算结果如表4所示。

表4 试验关系式的摩擦力矩系数

部件名称	盘罩间隙比	旋转雷诺数Reω	摩擦力矩系数Cm范围
				LPC	0.019~ 0.04	9.3×105	0.0022~ 0.0024
HPC	0.028 ~ 0.046	7.6×105	0.0024 ~ 0.0025

三维流场分析的力矩系数与试验关系式的计算结果吻合，相对误差不超过4%，说明流场分析的结果可信。

1.3 叶轮盘腔的旋流系数分布

从流场分析结果中提取旋流系数，各个叶轮盘腔的旋流系数取值范围为0.3~0.8。

2.压力平衡系统设计

（1）根据以上计算结果，在现有结构的两级增压装置中，高低压压气机轮盘间存在较大的压差，因此本发明设计了压力平衡系统，所述压力平衡系统至少包括气体压力平衡通道。压力平衡通道包括开设于中间机壳上并连通高压压气机盘罩间隙腔和低压压气机盘罩间隙腔的引气孔、位于中间机壳上的工艺槽、中间机壳和轴承外壳间的缝隙；所述压力平衡通道连通高压压气机轮盘的盘罩间隙腔和低压压气机轮盘的盘罩间隙腔，利用高、低压压气机盘罩间隙腔内的压差将部分高压气体从高压压气机流道引回低压压气机流道，在盘罩间隙腔内形成二次气体循环回路；

在该过程中，气体压力平衡通道的结构设计是最核心的部分，由于压力平衡通道使部分高压气体进入高压压气机盘罩间隙腔，并通过中间机壳上的工艺槽，经引气孔进入低压压气机盘罩间隙腔，并进一步流入低压压气机流道内并汇入低压压气机出口气体中。引气孔的尺寸、压气机盘罩间隙的横截面积、气体的行程、以及路径的方向改变次数等，均会对气体回流的流量产生重要影响，并进而影响轴向力的平衡效果。如果气体回流的流量，即补气流量过小，则无法实现有效的轴向力平衡，影响两级增压装置的寿命，如果补气流量过大，虽然会实现轴向力平衡，但会严重降低压气机的压比，使之无法实现有效的增压。因此，探索气体压力平衡通道的结构与补气流量以及轴向力平衡之间的关系，使能在保证有效压比的前提下实现最大限度的轴向力平衡，是整个工艺设计的核心所在。

针对上述问题，本发明采用首先通过理论计算结合实验数据的方法，采用步骤1中的轴向力计算方法，得到不同补气流量与轴向力之间的关系；根据所需要的轴向力平衡条件，即轴向力的降低程度确定合适的补气流量，随后通过研究补气流量与气体压力平衡通道的结构之间的关系，根据所确定的补气流量对平衡通道的结构进行设计。具体包括：

确定压力平衡通道中的补气流量与压气机轴向力的关系为：

f_a= -79.676x³ + 172.77x² - 136.43x + 319.06

式中x为补气流量占主流道流量的百分比；f_a为轴向力，单位为N。

根据计算结果，如图2~3所示，当补气流量为主流道流量的0.5%时，两级增压装置和轴向力和脉动轴向力均大幅降低。同时根据公式的变化趋势计算得到，当补气流量继续增大时，曲线趋于平缓，对轴向力的降低效果不明显，且明显降低了两级增压装置的压比。故在实际工作过程中，补气流量选取为0.5% 时可合理满足设计要求。

（3）根据确定的补气流量得到引气孔孔径

采用如下方法根据确定的补气流量得到引气孔孔径

式中，Q为补气管道流量，单位为m³/s；D为补气孔径大小，单位为m；V为流速，单位为m/s；Q_T为主流道流量，单位为m³/s。

选取补气流量为0.5%，并通过孔径与补气流量之间的关系计算得到孔径大小为0.0005m，故设计在高低压盘间开孔径为0.5mm的引气孔。

本发明突破了背靠背型两级增压装置超紧凑布局带来的气动轴向力自主控制和级间气流分离难题。通过设计引气通道将高压压气机轮盘的盘罩间隙腔和低压压气机轮盘的盘罩间隙腔连通，并利用的合理的计算方法，实现了气体平衡通道的补气流量计算，以及气体平衡通道的结构设计，从而在盘罩间隙腔内实现合理的二次空气循环，使“抽真空”效果大大减小，实现自主平衡盘腔的轴向力，消除了整个包线内的轴向力脉动；减小两级压气机轮盘间的压差，从而使轮盘间的轴向力趋于平衡，大大增强了转子的稳定性，同时提高了抗过载能力。

通过计算，本发明提出的利用二次空气循环自主平衡轴向力方法使峰值轴向力降低80%。较传统轴向力控制方法相比，不需要降低轮盘转速与压比，从而实现在相同水平的轴向力下得到更高的效率；由于本发明利用气体循环流动及平衡压差来控制轴向力，可根据不同工况下自主完成轴向力控制而无需额外设备或操作，可靠性与安全性系数更高，因而可应用范围更为宽广。

Claims (10)

1.一种航空动力系统两级增压装置设计方法，所述两级增压装置至少包括低压压气机、高压压气机、压力平衡通道和中间机壳；其中所述低压压气机至少包括低压压气机轮盘和低压压气机流道；所述高压压气机至少包括高压压气机轮盘和高压压气机流道；所述压力平衡通道包括开设于中间机壳上并连通高压压气机盘罩间隙腔和低压压气机盘罩间隙腔的引气孔、位于中间机壳上的工艺槽以及中间机壳和轴承外壳间的缝隙；其特征在于，所述压力平衡通道的设计方法包括如下步骤：

步骤一、两级增压装置转子轴向力的计算；

将轮盘背面沿径向划分为n个圆环形计算区域，分别计算每个计算区域的背面轴向力，f _i为第i个计算区域的背面轴向力，单位为N，i取值为1~n；

加和各个计算区域的背面轴向力得到轮盘背面的总轴向力f _b 为：

（1）

通过仿真模拟进行气动分析，得到叶轮前的气动轴向力f _f ，并通过下式得到叶轮的轴向力f _L 为：

f _{L =} f _b -f _f （2）

采用上述方法分别计算低压压气机叶轮和高压压气机叶轮的轴向力，然后求和即得两级增压装置转子轴向力f _a ：

步骤二、根据两级增压装置转子轴向力确定压力平衡通道中的补气流量占比；

两级增压装置转子轴向力与压力平衡通道中的补气流量占主流道流量的百分比满足以下关系：

f _a = -79.676x ³ + 172.77x ² - 136.43x + 319.06 （3）

式中：x为补气流量占主流道流量的百分比，f _a 为两级增压装置转子轴向力；

求解公式3，即可确定压力平衡通道补气流量占主流道流量的百分比；

步骤三、根据确定的压力平衡通道补气流量占主流道流量的百分比设计压力平衡通道的引气孔孔径。

2.根据权利要求1所述的一种航空动力系统两级增压装置设计方法，其特征在于，所述f _i的计算方式如下：

（5）

其中，第i个计算区域的两端分别为轮盘半径r _i1处与轮盘半径r _i2处，r _i1和r _i2的单位为m，p _i1为轮盘半径r _i1处的压力，单位为Pa，p _i2 为轮盘半径r _i2处的压力。

3.根据权利要求1所述的航空动力系统两级增压装置设计方法，其特征在于，第i个计算区域的两端压力p _i1和p _i2 满足以下关系：

（6）

式中：ω为轮盘的旋转速度，单位为rad/s；T _i1为轮盘半径r _i1处的温度，单位为K；R为气体常数，单位为J/(kg*K)；β为轮盘后气流从半径r _i1处到r _i2处的平均旋流系数，所述旋流系数通过三维流场仿真模拟分析得到。

4.根据权利要求1所述的航空动力系统两级增压装置设计方法，其特征在于，所述步骤三具体包括：

压力平衡通道补气流量占主流道流量的百分比与引气孔孔径的关系为：

（4）

式中，Q为补气管道流量，单位为m³/s；D为引气孔孔径，单位为m；V为流速，单位为m/s；Q _T 为主流道流量，单位为m³/s；

根据步骤二中确定的压力平衡通道补气流量占主流道流量的百分比x，求解公式4即可确定引气孔孔径D。

5.根据权利要求1所述的航空动力系统两级增压装置设计方法，其特征在于，所述步骤二中补气流量占主流道流量的百分比为0.5%，所述步骤三种引气孔径为0.5mm。

6.根据权利要求1所述的航空动力系统两级增压装置设计方法，其特征在于，所述低压压气机和高压压气机为离心压气机，所述低压压气机和高压压气机相对串联设置。

7.根据权利要求1-6任一项所述方法所设计的航空动力系统两级增压装置。

8.带有权利要求6所述的两级增压装置的航空动力系统。

9.根据权利要求8所述的航空动力系统，其特征在于，所述航空动力系统为辅助动力和应急动力集成的组合式动力系统。

10.根据权利要求8所述的航空动力系统，其特征在于，所述航空动力系统为活塞式航空发动机。

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