壓氣機葉片氣流流動發聲機理的初步試驗研究

尹紅順，王永明，余華蔚，姜正禮

壓氣機葉片氣流流動發聲機理的初步試驗研究

尹紅順1，王永明2，余華蔚1，姜正禮1

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.貴州航空發動機研究所，貴州貴陽550081)

以平面葉柵為試驗研究對象，研究了葉片槽道氣流旋渦與噪聲聲壓級的關系。在此結果的基礎上，以某發動機高壓壓氣機零級靜子葉片組成扇形試驗件，在不同進口氣流速度和攻角下，進行了葉片發聲試驗研究。得出了不同進口氣流速度和攻角下，葉片出口氣動噪聲頻譜及聲壓級的變化規律，認為分離區內強烈的氣流脈動是其噪聲產生的根源，且產生的較高能量的寬頻噪聲或寬頻激振源會對構件產生聲疲勞破壞，應引起足夠重視并進行深入研究。

航空發動機；壓氣機；葉片發聲機理；激振；氣動聲學試驗；寬頻噪聲

1 引言

對航空發動機聲學問題的研究，源于上世紀噴氣發動機在民用航空運輸中的普遍使用。噴氣發動機產生的強烈噪聲，引起公眾的強烈反應，使人們注意到航空噪聲問題在航空領域的重要性。但古典聲學理論對流動噪聲問題無能為力，于是氣動聲學隨之產生。氣動聲學是研究氣體流動過程中聲音的產生、傳播及聲音與流場相互作用的一門流體力學與聲學的交叉學科[1]。

由于壓氣機內部的非定常因素錯綜復雜，氣動發聲物理過程復雜，以前人們對壓氣機內部非定常流和氣動聲學問題的研究大都孤立進行。在壓氣機氣動力學領域，研究工作往往集中在諸如邊界層轉捩與發展、非定常分離流動、尾跡傳播與恢復效應、動靜葉干涉、葉片排時序效應等各獨立的非定常流動現象。而氣動聲學的研究，往往集中在壓氣機噪聲頻譜特征、噪聲指向性及降噪措施設計等方面。同時，由于葉輪機內部的非定常流動與氣動聲學共同存在且相互作用強烈，如尾跡與葉片排干涉產生離散的單音噪聲，而聲激勵又進一步對葉片表面邊界層的發展產生反作用，且聲激勵又是葉片結構振蕩相應的外部誘因等。因此，單獨考慮某一因素，對于壓氣機設計并提高壓氣機性能的作用有限，且受到其它影響因素制約，所以需綜合考慮上述各種流動物理過程對壓氣機的影響[2，3]。

然而，在航空發動機中，氣流在葉片槽道中的流動空間尺度小，流體粘性不可忽略，即使是在設計工況下，葉輪機內部也充滿著各種尺度旋渦交互作用的非定常流場，這一特征在壓氣機工作在近失速邊界時尤為明顯[4]。此時，葉片通道內以中等尺度分離旋渦為主，且這種分離不穩定，受攻角、馬赫數的影響很大。作為壓氣機葉片氣流流動發聲機理探討的第一步，本文以平面葉柵為試驗平臺，研究葉片槽道氣流旋渦與噪聲聲壓級的關系。在此試驗研究的基礎上，以某型發動機高壓壓氣機零級靜子葉片組成扇形試驗件，在不同進口氣流速度和攻角下進行葉片發聲試驗，以得出不同進口氣流速度和攻角下葉片出口發聲頻譜和聲壓級的變化規律。

2 平面葉柵發聲試驗及結果

選擇某轉子葉片的葉中截面為基元葉型，設計平面葉柵試驗件(圖1)，并在全消音和無消音環境下，分別進行平面葉柵發聲試驗。圖2為設計攻角下全三維流場計算的馬赫數云圖。可見，設計攻角下流場較好，沒有分離區。

試驗共測量了28個不同試驗狀態的聲場數據，即進口馬赫數Ma1為0.4、0.6、0.8、1.0時，進氣攻角i分別為-15°、-10°、-5°、0°、5°、10°、15°。

2.1噪聲測點布置

在全消音環境試驗中，布置了9支探管傳聲器。其中3支(S7～S9)布置于試驗間內，測量環境噪聲，另外6支(S1～S6)布置在7個葉片組成的平面葉柵柵后(圖3)。在無消音環境試驗中，13支探管傳聲器安裝在左右柵板上(圖4)。其中4支布置在9個葉片組成的平面葉柵柵后的測量平面上；8支布置于葉柵槽道中，測量葉盆、葉背及尾跡中的聲場；1支用于測量環境噪聲。

圖1 平面葉柵試驗件示意圖Fig.1 The test rig of the compressor cascade

圖2 三維流場計算結果Fig.2 The Mach number map of the 3D simulation

圖3 全消音環境試驗時探管傳聲器測點安裝位置Fig.3 The distribution of the measurement stations of the microphone in the anechoic chamber

圖4 無消音環境試驗時探管傳聲器測點安裝位置Fig.4 The distribution of the measurement stations of the microphone in the non-anechoic chamber

2.2試驗結果及分析

對全消音[5]和無消音環境下的平面葉柵噪聲測量數據進行分析，發現這兩次試驗數據雖在量值上有所不同，但反映出的趨勢一致：

(1)從圖5～圖7可知，在空風洞(即不裝葉柵試驗件)時，風洞的氣動噪聲最小；隨著進氣攻角和進口馬赫數的增大，葉片表面分離區增大，葉柵產生的氣動噪聲也增大；在15°攻角時，葉片的氣動噪聲達到最大，而在-5°攻角時，葉片的氣動噪聲最小。

(2)分離區內強烈的氣流脈動是其噪聲產生的根源之一。從測取頻譜的分析看，分離區噪聲屬于典型的寬頻噪聲，說明氣流在葉片表面的分離及尾跡摻混，能產生葉柵流場中較強的寬頻激振源。

圖5 不同進口馬赫數下各測點聲強隨攻角的變化Fig.5 The variation of the sound pressure level with the angle of attack at different inlet Mach number

圖6 Ma1=0.8時S1測點不同攻角下的噪聲Fig.6 Comparison of the sound measured at S1 at different angle of attack,Ma1=0.8

3 靜子扇形葉柵發聲試驗及結果

圖7 不同攻角和進口馬赫數下S3測點的葉片噪聲Fig.7 Comparison of the sound measured at S3 at different angle of attack and different inlet Mach number

以某型發動機高壓壓氣機零級靜子葉片組成扇形葉柵試驗件(圖8)，該試驗件由扇形過渡段、扇形段(7片葉片組成68.2°的扇形段)和試驗段組成。

圖8 扇形葉柵試驗件Fig.8 The test rig of the sector cascade of compressor

3.1試驗方案及測點布置

靜子扇形葉柵試驗分為靜子葉片流動噪聲試驗和葉柵出口氣流流場試驗兩部分。

(1)靜子葉片流動噪聲試驗。在i=0°、±2°、±4°、±6°、±8°，Ma1=0.30、0.36、0.42(分別對應于進口氣流速度100 m/s、120 m/s和140 m/s)時，測量柵后葉片出口的聲壓和聲頻。

(2)葉柵出口氣流流場試驗。在i=0°、±4°、±6°、±8°，Ma1=0.30、0.36、0.42時，分別在5%、25%、50%、75%和95%葉高處，用三孔楔型探針，在葉柵出口沿扇形的弧線每間隔0.451 1°移動一點，在兩個柵距內測量39點，得出柵后氣流總壓、靜壓、馬赫數和葉柵總壓損失系數的分布。

扇形葉柵試驗進口馬赫數，由柵前葉尖、葉根壁面靜壓的平均值作為柵前靜壓與氣流來流總壓得出。

8支探管傳聲器安裝在靜子葉片下游管道出口處，各測點分布見圖9；1支探管傳聲器(5號傳聲器)安裝在距出口45°方向約1.5 m處，測量遠聲場。

圖9 扇形葉柵試驗探管傳聲器布置示意圖Fig.9 Sketch map of the arrangement of the microphone

3.2流動噪聲試驗測量結果及分析

3.2.1同一工況下不同測點的測量結果

首先研究同一工況下各測點的噪聲測量結果。圖10是i=0°、Ma1=0.42工況下各測點的典型頻譜。可見，管道出口處幾個測點的噪聲以寬帶噪聲為主，各頻率分量的最大聲壓級不超過130 dB，且較大頻率分量主要分布在3 000～5 000 Hz范圍；出口遠場噪聲的頻譜更平均，顯示出更明顯的寬帶噪聲特征。

圖10 i=0°、Ma1=0.42工況下各測點的典型頻譜Fig.10 Typical frequency spectrum acquired at different measurement stations ati=0°,Ma1=0.42

比較各測點結果，發現靠近葉柵風洞扇形壁面四個角的測點(S6、S1、S7、S9)的總聲壓級較其它測點稍大；出口遠場處S5測點的總聲壓級則小得多，僅為116.2 dB，說明管道噪聲在出口外迅速衰減。

3.2.2 不同馬赫數下的測量結果

鑒于葉柵風洞壁面各測點頻譜差異不大，下面以S1測點數據為基礎，對不同工況條件下的結果進行對比。

圖11給出了相同進氣攻角、不同馬赫數條件下S1測點的測量結果對比。可見，在相同進氣攻角、不同馬赫數下，同一測點的頻譜基本相似，都以寬帶噪聲為主；但隨著馬赫數的增加，幅值較大的頻率范圍呈現頻率逐漸升高的趨勢。表1給出了三種馬赫數工況下最大頻率分量和總聲壓級數據。可見，隨著馬赫數的增加，最大頻率分量幅值、最大分量頻率及總聲壓級都逐漸增加，表明隨著流速的增加，葉片噪聲不僅幅值增加，同時頻率也會升高。

圖11 i=-6°時不同進口馬赫數下S1測點的典型頻譜Fig.11 Typical frequency spectrum acquired at S1 at different inlet Mach number,i=-6°

表1 i=-6°時不同馬赫數條件下S1測點的測量結果Table 1 Results of S1 at different inlet Mach number,i=-6°

3.2.3不同攻角條件下的測量結果

不同攻角條件下，同一測量位置的噪聲頻譜無太大變化，且主要以寬帶噪聲為主，在3 000～4 500 Hz范圍內噪聲聲壓級相對較高。圖12為靜子葉片下游管道出口8支探管傳聲器平均總聲壓級隨進氣攻角的變化曲線，表2給出了這幾種工況條件下的最大頻率分量、相應頻率及總聲壓級。可見，在-8°～8°攻角范圍內，各工況下最大頻率分量的頻率基本集中在3 600～3 900 Hz，說明不同攻角條件下噪聲頻譜分布變化不大。從總聲壓級看，在-6°～8°攻角范圍內，攻角越大，聲壓級越大；-8°攻角時的聲壓級較-6°時的有所增加，說明進氣攻角如果沿負方向變化過大，噪聲聲壓級同樣會增加。

圖12 探管傳聲器測量結果Fig.12 The measurement results of the microphone

表2 Ma1=0.42時不同攻角下S1測點的測量結果Table 2 Result of S1 at different angle of attack,Ma1=0.42

3.3氣流流場試驗測量結果及分析

圖13為Ma1=0.42時不同攻角下扇形葉柵出口截面的總壓恢復系數云圖。可見，與i=0°相比，正攻角時整個葉高的總壓損失都有所增加，尤其是葉根處的壓力損失較大，且高損失區域明顯擴大；負攻角時僅葉根處的總壓損失略有增大。總壓恢復系數的這種變化，與圖12中聲壓級隨攻角的變化趨勢相同，說明正攻角時葉根處的流場分離導致總壓損失增大，總壓恢復系數降低，帶來噪聲聲壓級提高。

為便于了解葉柵損失隨葉高的變化，圖14繪出了i=0、±8°，Ma1=0.30、0.36和0.42時，葉柵損失系數隨葉高的變化曲線。如圖所示，雖然扇形靜子葉柵在i=±8°時，氣流在葉根和25%葉高處都出現了氣流分離，但i=8°時氣流從葉中到葉尖還不同程度地出現了分離，因而其氣流出口噪聲明顯比i=-8°時的高，這同時表明攻角在偏離葉柵正常工作范圍(正負攻角絕對值大)時，流動分離是導致氣流噪聲增加的主要因素。

圖13 Ma1=0.42時扇形葉柵出口截面的總壓恢復系數云圖Fig.13 Contour map of the recovery coefficient of total pressure,Ma1=0.42

圖14 葉柵損失系數隨葉高的變化Fig.14 The changes of cascade loss coefficient with spanwise

圖15 葉背氣流分離圖Fig.15 The flow separation at the suction side

結合前文分析，葉片流動發聲機理為：在平面葉柵和扇形靜子葉柵試驗中，由于葉片不旋轉，噪聲源主要為氣流流經葉片的氣動噪聲，和葉柵槽道中產生的氣流非定常流動的寬頻噪聲。這包括了氣流流經葉片吸力面時的不穩定波，通過葉片尾緣時產生的脫離渦噪聲及大攻角情況下葉片表面流動分離(圖15)產生的分離噪聲。這是平面葉柵和扇形葉柵中，葉片產生噪聲的重要因素。

4 結論

通過平面葉柵和靜子扇形葉柵發聲試驗，可得出如下結論：

(1)隨著進氣攻角向正方向逐漸增大及試驗進口馬赫數增大，葉片表面分離區增大，總壓損失增大，總壓恢復系數降低，葉片產生的氣動噪聲也隨之增大；而進氣攻角向負方向增大，總壓損失略有增大，總壓恢復系數略有降低，葉片產生的氣動噪聲也略有增加。

(2)分離區內強烈的氣流脈動是其噪聲產生的重要根源。從測取頻譜的分析看，葉片氣流流動噪聲以寬頻噪聲為主，3 000～5 000 Hz范圍的分量相對較大，說明氣流在葉片表面的分離及尾跡摻混，能產生葉柵流場中較強的寬頻激振源。

(3)具有較高能量的寬頻噪聲或寬頻激振源會對構件產生聲疲勞破壞，應引起足夠重視并進行深入研究。

(4)此試驗研究僅是葉片發聲機理試驗的初步探討，建議進一步重點研究葉片不同來流馬赫數及不同攻角引起的非定常流場條件下，葉片尾跡旋渦發聲、葉背及葉盆旋渦脫落發聲這三種發聲機制，分析哪一種更容易發出高強聲波及其產生機制，為壓氣機內部噪聲環境下葉片振動失效研究奠定基礎。

[1]喬渭陽.航空發動機氣動聲學[M].北京：北京航空航天大學出版社，2009.

[2]林左鳴，李克安，楊勝群.航空發動機壓氣機轉子葉片聲激振試驗研究[J].動力學與控制學報，2010，8(1)：12—18.

[3]林左鳴，李克安，楊勝群.航空發動機轉子葉片的聲波激振機理探討[J].湖南理工學院學報(自然科學版)，2009，22(3)：47—51.

[4]周盛.葉輪機氣動彈性力學引論[M].北京：國防工業出版社，1986.

[5]張立，黃文超，許緋，等.發動機靜子葉片發聲及測試方法研究[C]//.中國航空學會第七屆動力年會.2010.

Experimental Investigation of the Sound Generated from the Compressor Blade Airflow

YIN Hong-shun1，WANG Yong-ming2，YU Hua-wei1，JIANG Zheng-li1
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Guizhou Aeroengine Research Institute，Guiyang 550081，China)

Taking the compressor cascade as the testing research object,the relationship between the air?flow vortex of blade channels and the level of noise was investigated.On the basis of investigation results, zero-stage vanes of an aero-engine HPC were formed to sector test specimen and research on sound was carried out with different inlet airflow velocity and angle of attack.The vane outlet aerodynamic noise fre?quency spectrum and the level of noise varying with the inlet airflow velocity and angle of attack were ac?quired.It was recognized that strong airflow impulse in the separation zone was the cause of noise,at the same time the broadband noise or shock excitation source produced by airflow impulse would do acoustic fa?tigue to the construction parts that should arouse attention and deep research.

aero-engine；compressor；blade sound mechanism；shock excitation；aero-acoustics experiment；broadband noise

V235

A

1672-2620(2013)04-0001-07

2012-10-22；

2013-08-12

尹紅順(1961-)，男，湖北人，研究員，副總師，主要從事航空發動機壓氣機研制工作。