压气机叶片气流流动发声机理的初步试验研究

尹红顺，王永明，余华蔚，姜正礼

压气机叶片气流流动发声机理的初步试验研究

尹红顺1，王永明2，余华蔚1，姜正礼1

(1.中国燃气涡轮研究院，四川成都610500；2.贵州航空发动机研究所，贵州贵阳550081)

以平面叶栅为试验研究对象，研究了叶片槽道气流旋涡与噪声声压级的关系。在此结果的基础上，以某发动机高压压气机零级静子叶片组成扇形试验件，在不同进口气流速度和攻角下，进行了叶片发声试验研究。得出了不同进口气流速度和攻角下，叶片出口气动噪声频谱及声压级的变化规律，认为分离区内强烈的气流脉动是其噪声产生的根源，且产生的较高能量的宽频噪声或宽频激振源会对构件产生声疲劳破坏，应引起足够重视并进行深入研究。

航空发动机；压气机；叶片发声机理；激振；气动声学试验；宽频噪声

1 引言

对航空发动机声学问题的研究，源于上世纪喷气发动机在民用航空运输中的普遍使用。喷气发动机产生的强烈噪声，引起公众的强烈反应，使人们注意到航空噪声问题在航空领域的重要性。但古典声学理论对流动噪声问题无能为力，于是气动声学随之产生。气动声学是研究气体流动过程中声音的产生、传播及声音与流场相互作用的一门流体力学与声学的交叉学科[1]。

由于压气机内部的非定常因素错综复杂，气动发声物理过程复杂，以前人们对压气机内部非定常流和气动声学问题的研究大都孤立进行。在压气机气动力学领域，研究工作往往集中在诸如边界层转捩与发展、非定常分离流动、尾迹传播与恢复效应、动静叶干涉、叶片排时序效应等各独立的非定常流动现象。而气动声学的研究，往往集中在压气机噪声频谱特征、噪声指向性及降噪措施设计等方面。同时，由于叶轮机内部的非定常流动与气动声学共同存在且相互作用强烈，如尾迹与叶片排干涉产生离散的单音噪声，而声激励又进一步对叶片表面边界层的发展产生反作用，且声激励又是叶片结构振荡相应的外部诱因等。因此，单独考虑某一因素，对于压气机设计并提高压气机性能的作用有限，且受到其它影响因素制约，所以需综合考虑上述各种流动物理过程对压气机的影响[2，3]。

然而，在航空发动机中，气流在叶片槽道中的流动空间尺度小，流体粘性不可忽略，即使是在设计工况下，叶轮机内部也充满着各种尺度旋涡交互作用的非定常流场，这一特征在压气机工作在近失速边界时尤为明显[4]。此时，叶片通道内以中等尺度分离旋涡为主，且这种分离不稳定，受攻角、马赫数的影响很大。作为压气机叶片气流流动发声机理探讨的第一步，本文以平面叶栅为试验平台，研究叶片槽道气流旋涡与噪声声压级的关系。在此试验研究的基础上，以某型发动机高压压气机零级静子叶片组成扇形试验件，在不同进口气流速度和攻角下进行叶片发声试验，以得出不同进口气流速度和攻角下叶片出口发声频谱和声压级的变化规律。

2 平面叶栅发声试验及结果

选择某转子叶片的叶中截面为基元叶型，设计平面叶栅试验件(图1)，并在全消音和无消音环境下，分别进行平面叶栅发声试验。图2为设计攻角下全三维流场计算的马赫数云图。可见，设计攻角下流场较好，没有分离区。

试验共测量了28个不同试验状态的声场数据，即进口马赫数Ma1为0.4、0.6、0.8、1.0时，进气攻角i分别为-15°、-10°、-5°、0°、5°、10°、15°。

2.1噪声测点布置

在全消音环境试验中，布置了9支探管传声器。其中3支(S7～S9)布置于试验间内，测量环境噪声，另外6支(S1～S6)布置在7个叶片组成的平面叶栅栅后(图3)。在无消音环境试验中，13支探管传声器安装在左右栅板上(图4)。其中4支布置在9个叶片组成的平面叶栅栅后的测量平面上；8支布置于叶栅槽道中，测量叶盆、叶背及尾迹中的声场；1支用于测量环境噪声。

图1 平面叶栅试验件示意图Fig.1 The test rig of the compressor cascade

图2 三维流场计算结果Fig.2 The Mach number map of the 3D simulation

图3 全消音环境试验时探管传声器测点安装位置Fig.3 The distribution of the measurement stations of the microphone in the anechoic chamber

图4 无消音环境试验时探管传声器测点安装位置Fig.4 The distribution of the measurement stations of the microphone in the non-anechoic chamber

2.2试验结果及分析

对全消音[5]和无消音环境下的平面叶栅噪声测量数据进行分析，发现这两次试验数据虽在量值上有所不同，但反映出的趋势一致：

(1)从图5～图7可知，在空风洞(即不装叶栅试验件)时，风洞的气动噪声最小；随着进气攻角和进口马赫数的增大，叶片表面分离区增大，叶栅产生的气动噪声也增大；在15°攻角时，叶片的气动噪声达到最大，而在-5°攻角时，叶片的气动噪声最小。

(2)分离区内强烈的气流脉动是其噪声产生的根源之一。从测取频谱的分析看，分离区噪声属于典型的宽频噪声，说明气流在叶片表面的分离及尾迹掺混，能产生叶栅流场中较强的宽频激振源。

图5 不同进口马赫数下各测点声强随攻角的变化Fig.5 The variation of the sound pressure level with the angle of attack at different inlet Mach number

图6 Ma1=0.8时S1测点不同攻角下的噪声Fig.6 Comparison of the sound measured at S1 at different angle of attack,Ma1=0.8

3 静子扇形叶栅发声试验及结果

图7 不同攻角和进口马赫数下S3测点的叶片噪声Fig.7 Comparison of the sound measured at S3 at different angle of attack and different inlet Mach number

以某型发动机高压压气机零级静子叶片组成扇形叶栅试验件(图8)，该试验件由扇形过渡段、扇形段(7片叶片组成68.2°的扇形段)和试验段组成。

图8 扇形叶栅试验件Fig.8 The test rig of the sector cascade of compressor

3.1试验方案及测点布置

静子扇形叶栅试验分为静子叶片流动噪声试验和叶栅出口气流流场试验两部分。

(1)静子叶片流动噪声试验。在i=0°、±2°、±4°、±6°、±8°，Ma1=0.30、0.36、0.42(分别对应于进口气流速度100 m/s、120 m/s和140 m/s)时，测量栅后叶片出口的声压和声频。

(2)叶栅出口气流流场试验。在i=0°、±4°、±6°、±8°，Ma1=0.30、0.36、0.42时，分别在5%、25%、50%、75%和95%叶高处，用三孔楔型探针，在叶栅出口沿扇形的弧线每间隔0.451 1°移动一点，在两个栅距内测量39点，得出栅后气流总压、静压、马赫数和叶栅总压损失系数的分布。

扇形叶栅试验进口马赫数，由栅前叶尖、叶根壁面静压的平均值作为栅前静压与气流来流总压得出。

8支探管传声器安装在静子叶片下游管道出口处，各测点分布见图9；1支探管传声器(5号传声器)安装在距出口45°方向约1.5 m处，测量远声场。

图9 扇形叶栅试验探管传声器布置示意图Fig.9 Sketch map of the arrangement of the microphone

3.2流动噪声试验测量结果及分析

3.2.1同一工况下不同测点的测量结果

首先研究同一工况下各测点的噪声测量结果。图10是i=0°、Ma1=0.42工况下各测点的典型频谱。可见，管道出口处几个测点的噪声以宽带噪声为主，各频率分量的最大声压级不超过130 dB，且较大频率分量主要分布在3 000～5 000 Hz范围；出口远场噪声的频谱更平均，显示出更明显的宽带噪声特征。

图10 i=0°、Ma1=0.42工况下各测点的典型频谱Fig.10 Typical frequency spectrum acquired at different measurement stations ati=0°,Ma1=0.42

比较各测点结果，发现靠近叶栅风洞扇形壁面四个角的测点(S6、S1、S7、S9)的总声压级较其它测点稍大；出口远场处S5测点的总声压级则小得多，仅为116.2 dB，说明管道噪声在出口外迅速衰减。

3.2.2 不同马赫数下的测量结果

鉴于叶栅风洞壁面各测点频谱差异不大，下面以S1测点数据为基础，对不同工况条件下的结果进行对比。

图11给出了相同进气攻角、不同马赫数条件下S1测点的测量结果对比。可见，在相同进气攻角、不同马赫数下，同一测点的频谱基本相似，都以宽带噪声为主；但随着马赫数的增加，幅值较大的频率范围呈现频率逐渐升高的趋势。表1给出了三种马赫数工况下最大频率分量和总声压级数据。可见，随着马赫数的增加，最大频率分量幅值、最大分量频率及总声压级都逐渐增加，表明随着流速的增加，叶片噪声不仅幅值增加，同时频率也会升高。

图11 i=-6°时不同进口马赫数下S1测点的典型频谱Fig.11 Typical frequency spectrum acquired at S1 at different inlet Mach number,i=-6°

表1 i=-6°时不同马赫数条件下S1测点的测量结果Table 1 Results of S1 at different inlet Mach number,i=-6°

3.2.3不同攻角条件下的测量结果

不同攻角条件下，同一测量位置的噪声频谱无太大变化，且主要以宽带噪声为主，在3 000～4 500 Hz范围内噪声声压级相对较高。图12为静子叶片下游管道出口8支探管传声器平均总声压级随进气攻角的变化曲线，表2给出了这几种工况条件下的最大频率分量、相应频率及总声压级。可见，在-8°～8°攻角范围内，各工况下最大频率分量的频率基本集中在3 600～3 900 Hz，说明不同攻角条件下噪声频谱分布变化不大。从总声压级看，在-6°～8°攻角范围内，攻角越大，声压级越大；-8°攻角时的声压级较-6°时的有所增加，说明进气攻角如果沿负方向变化过大，噪声声压级同样会增加。

图12 探管传声器测量结果Fig.12 The measurement results of the microphone

表2 Ma1=0.42时不同攻角下S1测点的测量结果Table 2 Result of S1 at different angle of attack,Ma1=0.42

3.3气流流场试验测量结果及分析

图13为Ma1=0.42时不同攻角下扇形叶栅出口截面的总压恢复系数云图。可见，与i=0°相比，正攻角时整个叶高的总压损失都有所增加，尤其是叶根处的压力损失较大，且高损失区域明显扩大；负攻角时仅叶根处的总压损失略有增大。总压恢复系数的这种变化，与图12中声压级随攻角的变化趋势相同，说明正攻角时叶根处的流场分离导致总压损失增大，总压恢复系数降低，带来噪声声压级提高。

为便于了解叶栅损失随叶高的变化，图14绘出了i=0、±8°，Ma1=0.30、0.36和0.42时，叶栅损失系数随叶高的变化曲线。如图所示，虽然扇形静子叶栅在i=±8°时，气流在叶根和25%叶高处都出现了气流分离，但i=8°时气流从叶中到叶尖还不同程度地出现了分离，因而其气流出口噪声明显比i=-8°时的高，这同时表明攻角在偏离叶栅正常工作范围(正负攻角绝对值大)时，流动分离是导致气流噪声增加的主要因素。

图13 Ma1=0.42时扇形叶栅出口截面的总压恢复系数云图Fig.13 Contour map of the recovery coefficient of total pressure,Ma1=0.42

图14 叶栅损失系数随叶高的变化Fig.14 The changes of cascade loss coefficient with spanwise

图15 叶背气流分离图Fig.15 The flow separation at the suction side

结合前文分析，叶片流动发声机理为：在平面叶栅和扇形静子叶栅试验中，由于叶片不旋转，噪声源主要为气流流经叶片的气动噪声，和叶栅槽道中产生的气流非定常流动的宽频噪声。这包括了气流流经叶片吸力面时的不稳定波，通过叶片尾缘时产生的脱离涡噪声及大攻角情况下叶片表面流动分离(图15)产生的分离噪声。这是平面叶栅和扇形叶栅中，叶片产生噪声的重要因素。

4 结论

通过平面叶栅和静子扇形叶栅发声试验，可得出如下结论：

(1)随着进气攻角向正方向逐渐增大及试验进口马赫数增大，叶片表面分离区增大，总压损失增大，总压恢复系数降低，叶片产生的气动噪声也随之增大；而进气攻角向负方向增大，总压损失略有增大，总压恢复系数略有降低，叶片产生的气动噪声也略有增加。

(2)分离区内强烈的气流脉动是其噪声产生的重要根源。从测取频谱的分析看，叶片气流流动噪声以宽频噪声为主，3 000～5 000 Hz范围的分量相对较大，说明气流在叶片表面的分离及尾迹掺混，能产生叶栅流场中较强的宽频激振源。

(3)具有较高能量的宽频噪声或宽频激振源会对构件产生声疲劳破坏，应引起足够重视并进行深入研究。

(4)此试验研究仅是叶片发声机理试验的初步探讨，建议进一步重点研究叶片不同来流马赫数及不同攻角引起的非定常流场条件下，叶片尾迹旋涡发声、叶背及叶盆旋涡脱落发声这三种发声机制，分析哪一种更容易发出高强声波及其产生机制，为压气机内部噪声环境下叶片振动失效研究奠定基础。

[1]乔渭阳.航空发动机气动声学[M].北京：北京航空航天大学出版社，2009.

[2]林左鸣，李克安，杨胜群.航空发动机压气机转子叶片声激振试验研究[J].动力学与控制学报，2010，8(1)：12—18.

[3]林左鸣，李克安，杨胜群.航空发动机转子叶片的声波激振机理探讨[J].湖南理工学院学报(自然科学版)，2009，22(3)：47—51.

[4]周盛.叶轮机气动弹性力学引论[M].北京：国防工业出版社，1986.

[5]张立，黄文超，许绯，等.发动机静子叶片发声及测试方法研究[C]//.中国航空学会第七届动力年会.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

尹红顺(1961-)，男，湖北人，研究员，副总师，主要从事航空发动机压气机研制工作。