航空發動機壓氣機聲共振現象初探

楊明綏，劉思遠，王德友，武 卉 ，李大鵬，劉 瑩

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015；2.西北工業大學動力與能源學院，西安 710089）

航空發動機壓氣機聲共振現象初探

楊明綏1，劉思遠2，王德友1，武 卉1，李大鵬1，劉 瑩1

（1.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015；2.西北工業大學動力與能源學院，西安 710089）

航空發動機壓氣機聲共振機理十分復雜，涉及到"氣動-結構-聲學"的多物理場耦合問題，能導致壓氣機葉片疲勞破壞，危害巨大，近年來已經成為國外壓氣機氣動、振動、聲學領域的研究熱點。綜述了國外流體誘發腔體發聲機理的研究進展，分析了國外航空發動機壓氣機聲共振的研究現狀，總結了單級、多級壓氣機聲共振現象的主要特征，并結合中國某型壓氣機的試驗結果，進行了氣動、振動、噪聲等物理參數的特征分析，認為某型壓氣機雖然存在著某些獨特的問題需要深入研究，但其故障特點與近年來國外開展的聲共振現象具有很強的相似性，即認為該型壓氣機工作中可能存在聲共振現象。

聲共振；壓氣機；聲模態；渦聲相互作用；多物理場耦合；航空發動機

0 引言

航空發動機聲學是研究發動機流體和結構以及二者之間相互作用的發聲機理、傳播特性和抑制技術的1門科學。就其本質而言，航空發動機聲學主要研究其噪聲問題。其噪聲產生的危害主要有：（1）對人和外部環境的危害。主要針對航空發動機適航性的要求，研究內容涉及聲源特性、傳播特性和抑制技術等；（2）對發動機本身構件的危害。主要影響發動機結構的可靠性和氣動穩定性，研究內容涉及聲載荷的特征、傳輸特性和聲氣固耦合機制等。

壓氣機作為航空發動機最主要噪聲源之一，多年來其噪聲研究方向主要集中于聲源特性、傳播特性和抑制技術，以滿足發動機適航性和舒適性的要求。然而隨著現代發動機技術的不斷發展，以及壓氣機高壓比和高效率的設計要求，壓氣機葉片經常工作在高負荷狀態下，加之受氣動、結構、聲學載荷的共同作用，壓氣機葉片經常出現振動過大、甚至疲勞斷裂等故障，對發動機整體性能特別是安全性和可靠性影響重大[1]。壓氣機工況復雜，導致壓氣機葉片疲勞失效故障的原因多樣，一直是國內外學者的重點研究內容。近年來國外在壓氣機實際工作中發現了1種全新的導致葉片疲勞失效的機理和現象（即聲共振現象），為進一步深入了解“氣動-結構-聲學”多物理場耦合情況下的葉片疲勞斷裂模式提供了1個全新研究思路。

本文在綜述國外流體誘發腔體發聲機理和壓氣機聲共振研究的基礎上，分析了中國某型壓氣機工作過程中的聲共振現象。

1 國內外研究現狀

1.1 流體誘發腔體發聲機理

聲共振現象的物理本質就是流體誘發腔體發聲問題，與Helmholtz共振器、吹哨、吹笛等聲學現象類似。國內外學者分別從理論和試驗的角度對流體誘發腔體發聲機理進行了研究。如Chu和Kovasznay研究結果表明，腔體發聲問題可視為流體渦模態和聲模態相互作用的結果，表現為通過1個復雜的反饋機制將腔體開口處剪切層的固有不穩定性波的某些特定模態維持在一定幅值上。從流體運動的角度考慮，二者相互作用表現為：渦運動激起聲波是通過剪切層對下游銳緣的沖擊作用，或通過剪切層激發腔體的聲共振模態；反之，聲波和前緣尖點的相互作用又會誘發脫落渦。渦模態和聲模態的相互作用也導致渦聲能量相互轉化：通過對流和沖擊過程中渦的加速和變形，使渦能轉化為聲能；在上游銳緣處滿足Kutta-Joukowski條件[2]，則聲能轉化為渦能。隨后，Ma R等[3]采用先進的PIV流場測試技術，捕捉到了氣流剪切層誘發空腔發聲過程中渦能與聲能的發展演化現象（如圖1所示），并指出當氣流剪切層與腔體聲模態發生強耦合時，會導致強烈的渦聲轉換，空腔噪聲急劇增大，稱之為聲共振現象。聲共振現象發生時，聲源多是由氣流剪切層所產生的寬帶噪聲；而腔體就是共振腔，表現為特定頻率（共振頻率）下的噪聲放大調理機制，其物理實質涉及到渦-聲相互作用的問題。

流體誘發腔體發聲問題在航空發動機、火箭、軍用飛機等武器裝備中廣泛存在。如當軍用飛機武器艙處于打開狀態時，在某些飛行速度下，武器艙會誘發流體振蕩，產生較強烈的聲共振，甚至會進一步激發機體的某些振動模態，造成較大危害[4]。

1.2 壓氣機聲共振

壓氣機聲共振特指壓氣機內部復雜流動過程中所發生的聲共振現象，其驅動源多為氣動現象，如旋渦尾跡、轉子-靜子干涉或氣流中的剪切層等。發生聲共振時的壓氣機會產生較強烈的非定常脈動，造成壓氣機氣動不穩定性，影響結構的可靠性。

Parker[5]對壓氣機聲共振現象進行了一系列開創性研究。首先是在置有平板的風洞中進行試驗時，發現在某些狀態下風洞內部的噪聲和葉片振動均會突然加劇。通過大量測試與分析得知，這種現象發生在尾跡脫落頻率、聲模態頻率、葉片振動固有頻率相一致時，體現為1種全新的共振機制，并且主要表現為葉片間或葉片與風洞壁之間的聲學駐波場，故將其稱之為聲共振現象。通過對風洞和平板之間的聲學波動方程求解，成功的預測出聲共振頻率，此聲學現象也稱Parker共振。此后，聲共振現象和機理研究成為國外航空發動機壓氣機聲學和不穩定非定常流動的1個全新研究熱點問題。

然而，從Parker所提出的機理模型到壓氣機聲共振現象的實際應用，還存在著諸多難題，也制約了壓氣機聲共振現象研究的不斷深入。主要原因是壓氣機實際工作中具有不均勻旋流，且管道的截面變化以及葉排相當復雜，導致很難進行聲模態和脫落渦頻率的預估。但這并不意味著聲共振在渦輪機中不能存在。如果壓氣機在一定的氣流條件下表現出聲共振現象，有時可以把問題簡化，表明異?，F象符合聲共振。基于目前的研究成果，壓氣機內部的聲共振現象可以歸結為2類：（1）壓氣機單級葉排間的聲共振（Parker共振）現象。主要體現在同1級葉排的葉片間“氣-聲-固”耦合作用機制方面，類似于Parker在風洞中進行的共振試驗現象。其激勵源主要為葉尖間隙的渦系，而當脫落渦頻率、各葉片槽道之間的聲模態頻率、葉片固有頻率三者一致時，可發生壓氣機單級葉片間的聲共振現象；（2）壓氣機多級葉排間的聲共振現象。主要體現在壓氣機多級葉排片間的“氣-聲-固”耦合作用機制方面，涉及到聲場在各級葉排間的入射、反射和散射問題，其聲模態表現為沿軸向和周向傳播的螺旋狀傳播形式，對其進行聲模態預測更加復雜和困難，如各葉排間的聲波的反射系數、散射特性很難給定。

1.2.1 單級壓氣機聲共振

在單級壓氣機的聲共振研究中，仍是Parker于1967年在單級低速壓氣機中最早得到了聲共振的測量結果[6]。隨后Kaji和Okazaki[7]也進行了卓有成效的工作，研究結果表明：當葉片間距與聲波波長的比值增大并超過臨界值時，聲場具有較強的聲壓級，此時聲波被俘獲在葉片之間，聲場體現出超級共振現象，與Parker共振相似。根據計算結果指出：當波數與葉片間距的乘積小于2π時，可發生超級共振，此時聲場周向模態數m接近或大于葉片數。

近些年Kielb[8]在由GE公司支持的高速多級軸流壓氣機研究過程中，發現了轉子葉片振動頻率與轉頻非整數倍關系的非同步振動現象。隨后Huu Duc Vo[9-10]等在噴流反饋機制試驗模型（如圖2（a）所示）、葉尖渦流泄漏反饋機制模型（如圖2（b）所示）、逆著葉尖渦流泄漏主流方向的聲反饋機制（如圖2（c）所示）的基礎上，進行了試驗研究和理論計算，指出導致轉子葉片非同步振動正是由于葉尖渦流層在同級葉排空腔中傳播與反饋所致，會在葉片間產生較強的聲反饋現象，表現為聲能量加劇，這種現象與Parker聲共振現象十分類似。同時，這種由非定常渦流所引起的葉片非同步振動會讓葉片在共振頻率處產生很大幅度的振動，具有較大的危險性。Huu Duc Vo等集中研究了葉尖泄漏渦流與葉片振動的相互作用，而對于渦-聲作用的機理并未深入研究，沒有從根本上描述出渦-聲-振的耦合機制。

1.2.2 多級壓氣機聲共振研究

很多學者對多級壓氣機的聲共振現象進行了大量研究工作[11-15]，其中研究較為全面的為漢諾威大學的Joerg R.Seume和英國劍橋T.R.Camp，均在不同壓氣機上通過試驗觀測出多級壓氣機聲共振現象，并通過理論分析判斷出聲共振現象。

T.R.Camp在劍橋大學的4級低速壓氣機試驗器Cl06（如圖3所示）上進行試驗，當IGV和靜子葉片的安裝角均從設計值減小10°時，出現了聲共振現象，該共振頻率與轉頻呈現非整數倍關系，并且在共振頻率出現的轉速范圍內，該共振頻率呈現出階躍變化，如圖4所示的1234Hz的聲信號分量。當聲共振發生時，壓力脈動與葉片振幅、應力均較大，具有很強的危害性。該壓氣機外半徑為254mm，輪轂比為0.75。T.R.Camp研究指出：隨著壓氣機轉速的增大或減小，渦旋脫落頻率將涵蓋一定范圍，并將激發該范圍內的聲模態，壓氣機內部壓力脈動大幅度增加；同時由于渦聲干涉所具有的鎖頻特性，渦流頻率將“自動跟蹤”不同的聲模態，在聲信號頻率中產生階躍變化，如圖5所示。而當壓力脈動頻率與葉片振動的固有頻率一致時，將產生較大的葉片應力，甚至產生應力破壞。因此，聲信號階躍變化是壓氣機聲共振最主要的特征之一。

德國J.R.Seume在漢諾威大學的4級高壓壓氣機上（如圖6所示）觀測到了聲共振現象。當壓氣機在近失速邊界附近運行時，在機匣壁面壓力脈動傳感器中觀測到與轉頻非整數倍關系的聲共振頻率，并且造成了第1級靜子葉片根部斷裂（如圖7所示）。共振發生時壓氣機壁面噪聲測試結果表明，其內部噪聲高達180dB，如圖8所示。壓氣機各級壁面均測量得到聲共振特征頻率 fAR、2fAR、3fAR，及 fAR與葉片通過頻率（fBF）的調制現象，如圖9、10所示。J.R.Seume通過分析指出：第1級靜子振動模態的固有頻率與聲共振頻率fAR相接近；聲共振發生時共振頻率分量的聲壓級已經大大超過了fBF頻率分量的聲壓級；在氣動測試結果轉子葉排的一些通道中存在阻塞現象；聲共振就是圍繞壓氣機圓周3周的螺旋聲模態，在壓氣機軸向表現為駐波，是多級壓氣機的典型共振形式，如圖11所示。

1.3 小結

綜上所述，壓氣機聲共振現象的物理問題涉及非定常流動、渦聲作用、聲場傳播、聲固耦合等，機理復雜，表現為氣-聲-固多物理場的耦合，研究難度較大，至今仍無詳細理論能夠描述其產生、發展、演化的過程。但通過試驗測試分析和基本理論簡化分析，可總結出聲共振具有如下特點：

（1）壓氣機聲共振現象多在壓氣機非設計工況，且近失速狀態下發生；

（2）壓氣機聲共振與流體誘導空腔共振原理基本一致，都是流體渦模態和聲模態相互作用的結果；

（3）壓氣機內聲共振現象多由非定常旋流誘發導致，壓氣機內部存在較大的壓力脈動或噪聲強度，噪聲強度要大于fBP分量處的強度；

（4）聲共振頻率一般為轉頻的非整數倍，且在共振轉速附近存在“鎖頻”、共振頻率與fBP調制的現象；

（5）聲共振發生時，葉片動應力增大，如聲共振頻率與葉片固有頻率相吻合時，葉片振動應力急劇增大，甚至可能造成葉片斷裂；

（6）單級壓氣機聲共振主要發生在單排葉片間，一般需在波數和葉片間距的乘積小于2π時發生，此時聲場周向模態數m接近或大于葉片數；

（7）多級壓氣機聲共振時，內部聲模態為沿軸向、周向傳播的螺旋狀傳播模式，且軸向為駐波，這是其顯著的特點。

雖然壓氣機聲共振與旋轉失速、旋轉不穩定等非定常現象在某些特征上比較相似，但還是有本質不同的。

從聲學的角度看，旋轉失速是由于受阻通道產生入射波導致相鄰通道內的氣流分離所傳播的旋轉阻滯；而旋轉不穩定可解釋為轉子上沒有阻滯時周期性的氣流分離，在頻率高于轉子轉速時，其信號頻譜中的波峰表現為寬而平；葉尖間隙噪聲是由轉子葉尖的逆流引起的，受葉尖間距的影響很大。與這些效應相比，共振頻率下的信號頻譜中的波峰高而窄[16]。

2 某型壓氣機聲共振現象初探

中國某型航空發動機曾發生高壓壓氣機第1級轉子葉片斷裂的故障，初步判斷為葉片1階彎曲振動應力過大所致。在摸清故障機理、排除故障的過程中，綜合分析葉片振動、壓力脈動、噪聲的測試結果，發現其故障機理與壓氣機聲共振現象十分類似。

2.1 葉片振動應力分析

葉片表面振動應力測試分析結果表明：壓氣機轉速在一定范圍時，第1級轉子葉片的1階彎曲振動逐漸加劇，各葉片振動逐漸“鎖定”為1階彎曲振動，頻率趨于一致（如圖12所示），動應力明顯增大（如圖13所示），且葉片間的相位差趨于相對不變（如圖14所示），呈現出“鎖頻鎖相”的階躍性振動特點。其中葉片1彎振動轉速段較寬，與轉速成非整階次（4.4～4.6不等）關系。

2.2 壓力脈動測試

2.2.1 壁面壓力脈動

當葉片振動應力大時，采用Kulite動態壓力傳感器進行壁面動態壓力測量，發現軸向的0級靜子處、第1級轉子和靜子處均出現了特征頻率fAR及fAR與fBP的調制現象（如圖15所示）。該頻率為轉頻的非整數倍，在一定轉速范圍內具有“鎖頻”的階躍特性，約為轉頻的8～9倍。且該頻率分量的幅值與葉片1彎振動具有較好的同步性，幅值分布也與動應力的大小符合線性關系（如圖16所示），具有較好的同步性。壁面動態壓力幅值沿軸向分布為：0級靜子槽道＜第1級轉子葉片前＜第1級轉子葉片處＜第1級靜子槽道處。第1級轉子處和第1級靜子槽道處的聲壓級最大，比0級靜子處的聲壓級最大高出26.8dB左右，可達150dB以上。

2.2.2 第1級轉子葉片表面壓力脈動

在第1級轉子葉片表面進行動態壓力測量，測試位置為葉片表面90%葉高處，葉片表面動態壓力脈動的頻譜測試結果如圖17所示。結果表明：當葉片振動應力大時，葉片表面壓力脈動的頻率與葉片1彎振動頻率一致，且2個信號的同步性很好。

2.3 內部聲場特性分析

2.3.1 軸向和周向傳播特性分析

在機匣的周向和軸向分別安放壓力脈動傳感器（如圖18所示），并進行相位分析，得到其傳播特性（如圖19所示）。

軸向傳播關系為：第0級和第1級為正對著的相鄰測點第1級傳到第0級；第1級和第2級傳遞關系為正對著的測點第1級傳到第2級，側對著的測點從第2級傳向順著轉子旋轉方向側的第1級；第2級測點與第3級測點傳遞關系是正對著的測點第2級傳到第3級。周向傳播關系為：第0、1、2、3級在圓周方向均呈現出與轉子旋轉方向相反的周向傳播模式。

2.3.2 徑向幅值分布

在第1級靜子表面沿徑向進行動態壓力脈動測試分析，特征頻率處壓力脈動幅值的結果為：葉尖＞葉根＞葉中，如圖20所示。

由特征頻率fAR處噪聲在各級間的軸向、周向相位傳播關系，以及徑向幅值分布規律可知：當轉子葉片振動應力增大時，特征頻率處噪聲在壓氣機內部呈現1種類似螺旋狀的傳播特性。

2.4 轉子葉尖流場測試分析

葉片振動應力增大時，轉子葉片進口絕對氣流角和馬赫數的壓力測量結果如圖21、22所示。從絕對氣流角的圖譜中可見，葉片主流區與葉尖氣流角相差較大，即轉子葉尖預旋相對減小，這將大幅度增大第1級轉子葉尖攻角。從絕對馬赫數的圖譜中明顯可見轉子葉尖處被低能流體所堵塞。

2.5 綜合分析

綜上所述，某型壓氣機的故障特點與近年來國外開展的聲共振研究具有很強的相似性，相似之處體現為：（1）壓氣機處于非設計工況，且伴有氣流分離、失速等強烈的非定?，F象；（2）葉片均具有較大的非階次振動特性，且鎖頻鎖相；（3）內部聲場具有較強的聲壓級，呈螺旋狀傳播模式，軸向呈現為駐波場；（4）均存在與轉頻非整數倍關系的共振頻率fAR，及其與fBP調制后的頻率特性。

然而，某型壓氣機還存在著其獨特的問題，需要深入研究，如：（1）聲共振發生時，轉子葉片為疲勞破壞件，且第1級轉子葉片具有鎖頻鎖相的趨同性；（2）轉子葉片振動頻率與聲共振頻率并不一致，存在多普勒效應；（3）第1、2級轉子葉片具有相同的共振頻率。

3 結束語

壓氣機聲共振現象自發現以來，機理研究一直受各方面的影響，面臨著諸多困難，無法翔實描述。但其作為壓氣機聲-氣-固耦合的1種故障模式，為壓氣機設計和研究指明了方向。需要在設計中盡量避免壓氣機聲共振現象的發生。

致謝中航工業沈陽發動機設計研究所張東明和薛秀生研究員、沈陽航空航天大學沙云東教授、北京航空航天大學馬宏偉教授等對本研究工作提供測試數據支持，在此表示感謝！

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Study of Acoustic Resonance for Aeroengine Compressors

YANG Ming-sui1,LIU Si-yuan2,WANG De-you1,WU Hui1,LI Da-peng1,LIU Ying1
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China;2.School of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710089,China.）

The acoustic resonance mechanism of aeroengine compressors was complicated,which related to the problem of multiphysics coupling for the aerodynamics-structure-acoustics.It became a hot research issue internationally in the fields of compressor aerodynamics,vibration and acoustics in recent years，because it might cause the fatigue failure of compressor blades.The international research development of flow-induced cavity sound mechanism was overviewed,the present research of international aeroengine acoustic resonance was analyzed,and the main features of the acoustic resonance for the single stage and multi-stage compressors were concluded.The feature analysis of physical parameters such as aerodynamics,vibration and acoustics was conducted in China.Some special problems are analyzed in compressor,but its failure features were similar with the acoustic resonance in foreign countries.The results show that the acoustic resonance may exist in the compressor operation.

acoustic resonance;compressor;acoustic mode;vortex sound interaction;multi-physics coupling;aeroengine

楊明綏（1980），男，博士，工程師，從事航空發動機氣動聲學和壓氣機試驗研究工作。