韓 佳，沙云東

(沈陽航空航天大學航空航天工程學部，沈陽 110136)

隨著渦輪風扇發(fā)動機在飛機上的大量使用，渦扇發(fā)動機引起的噪聲問題，得到了極大的關(guān)注，歐美和俄羅斯等航空強國，投入了巨大的精力和財力研究發(fā)動機的噪聲問題。發(fā)動機的噪聲主要由壓氣機噪聲、燃燒噪聲、渦輪噪聲和噴流噪聲組成［1］。隨著噴流噪聲的減小，壓氣機噪聲成為發(fā)動機主要噪聲源。壓氣機葉片在強噪聲環(huán)境下的疲勞逐漸被重視，所以對壓氣機進行噪聲源分析顯得尤為重要。林左鳴等對某型航空發(fā)動機壓氣機高壓轉(zhuǎn)子葉片振動故障的原因進行了分析，指出壓氣機在某種非正常工作狀態(tài)下產(chǎn)生的高聲強噪聲中所包含的高強度聲波，是激起轉(zhuǎn)子葉片共振或顫振的原兇之一［2］。F.Kameier，W.Neise.在論文中研究了軸流式壓氣機葉尖間隙噪聲的發(fā)生機制，并且提認為當葉尖間隙擴大時小于葉片通過頻率的頻段內(nèi)噪聲水平顯著上升［3］。Baumgartner M.等研究發(fā)現(xiàn)以聲速傳播的壓力脈動可以引起高水平的機構(gòu)振動［4］。L.Neuhaus，W.Neise發(fā)現(xiàn)軸流式壓氣機葉尖2次流對壓氣機的氣動和噪聲影響很大［5］。Jean Thomassin，HuuDucVo，Njuki W.Mureithi提出了葉尖間隙流和壓氣機非同步振動:耦合機制射流核心反饋理論，這是以葉頂尾緣碰撞的噴流狀流動及以噴射核心區(qū)的聲反饋為基礎(chǔ)的一個新的理論［6］。S.Lewy和 S.Canard-Caruanat認為壓氣機噪聲主要是由進口導流葉片和壓氣機葉片顫振引起的，目前對壓氣機噪聲的預測主要是通過試驗數(shù)據(jù)，計算模型無法精確的預測高階加載諧波［7］。

Markus A.Wegner等人使用聲波導管對航空發(fā)動機內(nèi)部進行聲測量［8］。

1 壓氣機噪聲內(nèi)部測試

本測試主要目的是對壓氣機噪聲源特性分析。壓氣機內(nèi)部有高速旋轉(zhuǎn)的葉片，壓力高振動大，無法在機匣內(nèi)表面或葉片表面直接安裝傳感器。試驗采用聲波導管測量某型航空發(fā)動機高壓壓氣機的內(nèi)部噪聲。首先在機匣指定位置處開孔，然后將導管使用螺栓安裝在機匣開孔上，然后將導管后部與傳感器相連，傳感器的后端與“無限管“前端相連，由于半無限管很長，保證回聲不對傳聲器進行干擾，“無限管”末端采用密封形式。

本次測試采用的是電容式CH16傳聲器4套，上圖1是測點位置示意圖，其中1號位于IGV(進口導流葉片)的槽道，2號位于IGV和一級轉(zhuǎn)子級間，3號位于一級轉(zhuǎn)子正上方，4號位于一級靜子槽道，并且4個傳感器位于同一條直線上。在系統(tǒng)測試之前，對系統(tǒng)的傳聲器進行標定，采用B＆K公司的 2431標定器進行標定，頻率為250 Hz，聲強為124 dB。數(shù)據(jù)采集器對信號進行整流，濾波之后，以25.6 KHz的采集頻率進行數(shù)據(jù)采集，根據(jù)那奎斯特采樣準則，完全滿足對噪聲的采集要求，不會發(fā)生數(shù)據(jù)的失真。采集到數(shù)據(jù)后我們對通過數(shù)據(jù)傳輸總線最后傳輸?shù)接嬎闵线M行存儲與分析。圖2是測試系統(tǒng)數(shù)據(jù)流圖。

2 試驗數(shù)據(jù)處理與分析

2.1 不同轉(zhuǎn)速頻譜分析

在分析數(shù)據(jù)的過程中發(fā)現(xiàn)葉片的大幅振動，出現(xiàn)在固定的結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)狀態(tài)下和固定的轉(zhuǎn)速范圍之內(nèi)，此時噪聲特征頻率也同步出現(xiàn)。在高壓壓氣機的一級轉(zhuǎn)子葉片出現(xiàn)大幅振動，并且不是轉(zhuǎn)頻的諧波的共振頻率，即非同步振動。為了研究非同步振動下的噪聲信號頻譜結(jié)構(gòu)，對時域信號進行自譜分析，下圖為各個轉(zhuǎn)速下頻譜的特征圖:

通過上圖頻譜分析發(fā)現(xiàn)1 402 Hz特征頻率出現(xiàn)在N=9 476 r/min時，并且在4個測點同時出現(xiàn)，葉片非同步振動也出現(xiàn)。在N=9 998 r/min時特征頻率聲壓級最高，隨之葉片非同步振動也達到最大。在N=10 394 r/min時特征頻率消失，隨之葉片非同步振動也消失。葉片的非同步振動和特征頻率的出現(xiàn)出現(xiàn)在特定的壓氣機的結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)狀態(tài)和特定轉(zhuǎn)速。

2.2 頻譜分析

在保持發(fā)動機結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)狀態(tài)不變的情況下，即進口導流葉片攻角為0°，靜子可調(diào)葉片攻角的為初始26°通過分析發(fā)現(xiàn)在轉(zhuǎn)速N=9 998 r/min時葉片振動幅度達到最大，此時特征信號的聲壓級也達到最大;3號測點聲壓級最高，圖10是N=9 998 r/min時在3號測點測得的噪聲頻譜圖。

圖9為在發(fā)動機上推過程中測點3的頻譜結(jié)構(gòu)圖，1402Hz特征頻率從出現(xiàn)到消失，1BPF的頻率在逐漸上移。圖10為本次試驗在高壓一級轉(zhuǎn)子上方測得的噪聲頻譜圖。其中1 402 Hz為特征頻率，9 998/60*38=6 332 Hz=1 BPF(1倍葉片通過頻率)，6 332*2=12 664 Hz=2 BPF(2倍葉片通過頻率)，1 BPF －1 402=4 930 Hz，1 BPF+1 402=7 734 Hz。

3 壓氣機噪聲源特性分析

通過以上的頻譜分析，發(fā)現(xiàn)壓氣機的主要噪聲為寬頻噪聲，特征為連續(xù)的尖峰和丘峰頻譜。由于在頻譜圖中出現(xiàn)連續(xù)的尖峰頻譜形狀，這是由于脫落渦產(chǎn)生的周期性的葉片表面壓力脈動，所以壓氣機內(nèi)部存在脫落渦噪聲。4個測點在所有轉(zhuǎn)速下，1號和2號測點的噪聲水平明顯低于3號和4號測點，主要由于葉尖2次流在高壓一級轉(zhuǎn)子葉片表面產(chǎn)生壓力脈動，產(chǎn)生輻射噪聲;高壓一級轉(zhuǎn)子葉片勢流場與一級靜子葉片與靜子葉片干涉產(chǎn)生的噪聲;靜子葉片對高壓一級轉(zhuǎn)子尾跡切割產(chǎn)生的噪聲;高壓一級轉(zhuǎn)子葉片切割靜子葉片尾跡的噪聲。

4 結(jié)論

(1)在保持壓氣機結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)狀態(tài)不變的狀態(tài)下，轉(zhuǎn)速從N=9 476 r/min到N=10 394 r/min上升的過程中，特征頻率從開始出現(xiàn)到最后消失，說明特征頻率的出現(xiàn)與轉(zhuǎn)速有著密切的關(guān)系;

(2)在比對4個測點的噪聲水平后，3號測點的噪聲水平是所有測點中最高的，說明在3號測點附近流場變化非常劇烈;

(3)在轉(zhuǎn)速不斷升高的過程中，葉片的1倍通過頻率和2倍通過頻率隨著轉(zhuǎn)速不斷上升，特征頻率1 402 Hz不變，說明特征頻率與葉片非同步振動聯(lián)系緊密。

［1］喬渭陽.航空發(fā)動機氣動聲學［M］.北京:北京航空航天大學出版社，2010.

［2］林左鳴，李克安，楊勝群.航空發(fā)動機壓氣機轉(zhuǎn)子葉片聲激振試驗研究［J］.動力學與控制學報，2010，8(1):12－13.

［3］ Kameier F，Neise W.Rotating blade flow instability as a source of noise in axial Turbomachines［J］.Journal of Sound and Vibration，1997，203(5):833 －853.

［4］ Baumgartner M，Kameier F，Hourmouziadis J.Non-engine order blade vibration in a high pressure compressor［C］.12th International Symposium on Airbreathing Engines.Melbourne，Australia，1995.

［5］ Neuhaus L，Neise W.Active control to improve the aerodynamic performance，and reducethe tip clearance noise of axial turbomachines with steady air injection into the tip clearance gap［J］.Active Flow Control，NNFM 95，2007，4(7):293 －306.

［6］ Jean Thomassin，HuuDucVo，NjukiW，et al.Blade tip clearance flow and compressor nonsynchronous vibrations:the Jet core feedback theory as the coupling mechanism［J］.Journal of Turbomachinery，2009，1(131):156－161.

［7］ LewyS，Canard-Caruana S.Experimental study of noise generation and propagation in a turbofan model［J］.Journal of Aircraft，1992，5(8):892 －898.

［8］ Markus A.Wegner，Donald Nance，K.K.Ahuja.Characterization of short and infinite-line pressure probes for in-duct acoustic measurements under hostile environment［C］.28th AIAA Aeroacoustics Conference，2007.