航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象初探

楊明綏，劉思遠(yuǎn)，王德友，武 卉 ，李大鵬，劉 瑩

（1.中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015；2.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安 710089）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象初探

楊明綏1，劉思遠(yuǎn)2，王德友1，武 卉1，李大鵬1，劉 瑩1

（1.中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015；2.西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安 710089）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)聲共振機(jī)理十分復(fù)雜，涉及到"氣動(dòng)-結(jié)構(gòu)-聲學(xué)"的多物理場(chǎng)耦合問(wèn)題，能導(dǎo)致壓氣機(jī)葉片疲勞破壞，危害巨大，近年來(lái)已經(jīng)成為國(guó)外壓氣機(jī)氣動(dòng)、振動(dòng)、聲學(xué)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。綜述了國(guó)外流體誘發(fā)腔體發(fā)聲機(jī)理的研究進(jìn)展，分析了國(guó)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)聲共振的研究現(xiàn)狀，總結(jié)了單級(jí)、多級(jí)壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象的主要特征，并結(jié)合中國(guó)某型壓氣機(jī)的試驗(yàn)結(jié)果，進(jìn)行了氣動(dòng)、振動(dòng)、噪聲等物理參數(shù)的特征分析，認(rèn)為某型壓氣機(jī)雖然存在著某些獨(dú)特的問(wèn)題需要深入研究，但其故障特點(diǎn)與近年來(lái)國(guó)外開(kāi)展的聲共振現(xiàn)象具有很強(qiáng)的相似性，即認(rèn)為該型壓氣機(jī)工作中可能存在聲共振現(xiàn)象。

聲共振；壓氣機(jī)；聲模態(tài)；渦聲相互作用；多物理場(chǎng)耦合；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)聲學(xué)是研究發(fā)動(dòng)機(jī)流體和結(jié)構(gòu)以及二者之間相互作用的發(fā)聲機(jī)理、傳播特性和抑制技術(shù)的1門(mén)科學(xué)。就其本質(zhì)而言，航空發(fā)動(dòng)機(jī)聲學(xué)主要研究其噪聲問(wèn)題。其噪聲產(chǎn)生的危害主要有：（1）對(duì)人和外部環(huán)境的危害。主要針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航性的要求，研究?jī)?nèi)容涉及聲源特性、傳播特性和抑制技術(shù)等；（2）對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)本身構(gòu)件的危害。主要影響發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的可靠性和氣動(dòng)穩(wěn)定性，研究?jī)?nèi)容涉及聲載荷的特征、傳輸特性和聲氣固耦合機(jī)制等。

壓氣機(jī)作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)最主要噪聲源之一，多年來(lái)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(shù)，以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)適航性和舒適性的要求。然而隨著現(xiàn)代發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展，以及壓氣機(jī)高壓比和高效率的設(shè)計(jì)要求，壓氣機(jī)葉片經(jīng)常工作在高負(fù)荷狀態(tài)下，加之受氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、聲學(xué)載荷的共同作用，壓氣機(jī)葉片經(jīng)常出現(xiàn)振動(dòng)過(guò)大、甚至疲勞斷裂等故障，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能特別是安全性和可靠性影響重大[1]。壓氣機(jī)工況復(fù)雜，導(dǎo)致壓氣機(jī)葉片疲勞失效故障的原因多樣，一直是國(guó)內(nèi)外學(xué)者的重點(diǎn)研究?jī)?nèi)容。近年來(lái)國(guó)外在壓氣機(jī)實(shí)際工作中發(fā)現(xiàn)了1種全新的導(dǎo)致葉片疲勞失效的機(jī)理和現(xiàn)象（即聲共振現(xiàn)象），為進(jìn)一步深入了解“氣動(dòng)-結(jié)構(gòu)-聲學(xué)”多物理場(chǎng)耦合情況下的葉片疲勞斷裂模式提供了1個(gè)全新研究思路。

本文在綜述國(guó)外流體誘發(fā)腔體發(fā)聲機(jī)理和壓氣機(jī)聲共振研究的基礎(chǔ)上，分析了中國(guó)某型壓氣機(jī)工作過(guò)程中的聲共振現(xiàn)象。

1 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀

1.1 流體誘發(fā)腔體發(fā)聲機(jī)理

聲共振現(xiàn)象的物理本質(zhì)就是流體誘發(fā)腔體發(fā)聲問(wèn)題，與Helmholtz共振器、吹哨、吹笛等聲學(xué)現(xiàn)象類似。國(guó)內(nèi)外學(xué)者分別從理論和試驗(yàn)的角度對(duì)流體誘發(fā)腔體發(fā)聲機(jī)理進(jìn)行了研究。如Chu和Kovasznay研究結(jié)果表明，腔體發(fā)聲問(wèn)題可視為流體渦模態(tài)和聲模態(tài)相互作用的結(jié)果，表現(xiàn)為通過(guò)1個(gè)復(fù)雜的反饋機(jī)制將腔體開(kāi)口處剪切層的固有不穩(wěn)定性波的某些特定模態(tài)維持在一定幅值上。從流體運(yùn)動(dòng)的角度考慮，二者相互作用表現(xiàn)為：渦運(yùn)動(dòng)激起聲波是通過(guò)剪切層對(duì)下游銳緣的沖擊作用，或通過(guò)剪切層激發(fā)腔體的聲共振模態(tài)；反之，聲波和前緣尖點(diǎn)的相互作用又會(huì)誘發(fā)脫落渦。渦模態(tài)和聲模態(tài)的相互作用也導(dǎo)致渦聲能量相互轉(zhuǎn)化：通過(guò)對(duì)流和沖擊過(guò)程中渦的加速和變形，使渦能轉(zhuǎn)化為聲能；在上游銳緣處滿足Kutta-Joukowski條件[2]，則聲能轉(zhuǎn)化為渦能。隨后，Ma R等[3]采用先進(jìn)的PIV流場(chǎng)測(cè)試技術(shù)，捕捉到了氣流剪切層誘發(fā)空腔發(fā)聲過(guò)程中渦能與聲能的發(fā)展演化現(xiàn)象（如圖1所示），并指出當(dāng)氣流剪切層與腔體聲模態(tài)發(fā)生強(qiáng)耦合時(shí)，會(huì)導(dǎo)致強(qiáng)烈的渦聲轉(zhuǎn)換，空腔噪聲急劇增大，稱之為聲共振現(xiàn)象。聲共振現(xiàn)象發(fā)生時(shí)，聲源多是由氣流剪切層所產(chǎn)生的寬帶噪聲；而腔體就是共振腔，表現(xiàn)為特定頻率（共振頻率）下的噪聲放大調(diào)理機(jī)制，其物理實(shí)質(zhì)涉及到渦-聲相互作用的問(wèn)題。

流體誘發(fā)腔體發(fā)聲問(wèn)題在航空發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭、軍用飛機(jī)等武器裝備中廣泛存在。如當(dāng)軍用飛機(jī)武器艙處于打開(kāi)狀態(tài)時(shí)，在某些飛行速度下，武器艙會(huì)誘發(fā)流體振蕩，產(chǎn)生較強(qiáng)烈的聲共振，甚至?xí)M(jìn)一步激發(fā)機(jī)體的某些振動(dòng)模態(tài)，造成較大危害[4]。

1.2 壓氣機(jī)聲共振

壓氣機(jī)聲共振特指壓氣機(jī)內(nèi)部復(fù)雜流動(dòng)過(guò)程中所發(fā)生的聲共振現(xiàn)象，其驅(qū)動(dòng)源多為氣動(dòng)現(xiàn)象，如旋渦尾跡、轉(zhuǎn)子-靜子干涉或氣流中的剪切層等。發(fā)生聲共振時(shí)的壓氣機(jī)會(huì)產(chǎn)生較強(qiáng)烈的非定常脈動(dòng)，造成壓氣機(jī)氣動(dòng)不穩(wěn)定性，影響結(jié)構(gòu)的可靠性。

Parker[5]對(duì)壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象進(jìn)行了一系列開(kāi)創(chuàng)性研究。首先是在置有平板的風(fēng)洞中進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)，發(fā)現(xiàn)在某些狀態(tài)下風(fēng)洞內(nèi)部的噪聲和葉片振動(dòng)均會(huì)突然加劇。通過(guò)大量測(cè)試與分析得知，這種現(xiàn)象發(fā)生在尾跡脫落頻率、聲模態(tài)頻率、葉片振動(dòng)固有頻率相一致時(shí)，體現(xiàn)為1種全新的共振機(jī)制，并且主要表現(xiàn)為葉片間或葉片與風(fēng)洞壁之間的聲學(xué)駐波場(chǎng)，故將其稱之為聲共振現(xiàn)象。通過(guò)對(duì)風(fēng)洞和平板之間的聲學(xué)波動(dòng)方程求解，成功的預(yù)測(cè)出聲共振頻率，此聲學(xué)現(xiàn)象也稱Parker共振。此后，聲共振現(xiàn)象和機(jī)理研究成為國(guó)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)聲學(xué)和不穩(wěn)定非定常流動(dòng)的1個(gè)全新研究熱點(diǎn)問(wèn)題。

然而，從Parker所提出的機(jī)理模型到壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象的實(shí)際應(yīng)用，還存在著諸多難題，也制約了壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象研究的不斷深入。主要原因是壓氣機(jī)實(shí)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(dāng)復(fù)雜，導(dǎo)致很難進(jìn)行聲模態(tài)和脫落渦頻率的預(yù)估。但這并不意味著聲共振在渦輪機(jī)中不能存在。如果壓氣機(jī)在一定的氣流條件下表現(xiàn)出聲共振現(xiàn)象，有時(shí)可以把問(wèn)題簡(jiǎn)化，表明異?，F(xiàn)象符合聲共振?；谀壳暗难芯砍晒瑝簹鈾C(jī)內(nèi)部的聲共振現(xiàn)象可以歸結(jié)為2類：（1）壓氣機(jī)單級(jí)葉排間的聲共振（Parker共振）現(xiàn)象。主要體現(xiàn)在同1級(jí)葉排的葉片間“氣-聲-固”耦合作用機(jī)制方面，類似于Parker在風(fēng)洞中進(jìn)行的共振試驗(yàn)現(xiàn)象。其激勵(lì)源主要為葉尖間隙的渦系，而當(dāng)脫落渦頻率、各葉片槽道之間的聲模態(tài)頻率、葉片固有頻率三者一致時(shí)，可發(fā)生壓氣機(jī)單級(jí)葉片間的聲共振現(xiàn)象；（2）壓氣機(jī)多級(jí)葉排間的聲共振現(xiàn)象。主要體現(xiàn)在壓氣機(jī)多級(jí)葉排片間的“氣-聲-固”耦合作用機(jī)制方面，涉及到聲場(chǎng)在各級(jí)葉排間的入射、反射和散射問(wèn)題，其聲模態(tài)表現(xiàn)為沿軸向和周向傳播的螺旋狀傳播形式，對(duì)其進(jìn)行聲模態(tài)預(yù)測(cè)更加復(fù)雜和困難，如各葉排間的聲波的反射系數(shù)、散射特性很難給定。

1.2.1 單級(jí)壓氣機(jī)聲共振

在單級(jí)壓氣機(jī)的聲共振研究中，仍是Parker于1967年在單級(jí)低速壓氣機(jī)中最早得到了聲共振的測(cè)量結(jié)果[6]。隨后Kaji和Okazaki[7]也進(jìn)行了卓有成效的工作，研究結(jié)果表明：當(dāng)葉片間距與聲波波長(zhǎng)的比值增大并超過(guò)臨界值時(shí)，聲場(chǎng)具有較強(qiáng)的聲壓級(jí)，此時(shí)聲波被俘獲在葉片之間，聲場(chǎng)體現(xiàn)出超級(jí)共振現(xiàn)象，與Parker共振相似。根據(jù)計(jì)算結(jié)果指出：當(dāng)波數(shù)與葉片間距的乘積小于2π時(shí)，可發(fā)生超級(jí)共振，此時(shí)聲場(chǎng)周向模態(tài)數(shù)m接近或大于葉片數(shù)。

近些年Kielb[8]在由GE公司支持的高速多級(jí)軸流壓氣機(jī)研究過(guò)程中，發(fā)現(xiàn)了轉(zhuǎn)子葉片振動(dòng)頻率與轉(zhuǎn)頻非整數(shù)倍關(guān)系的非同步振動(dòng)現(xiàn)象。隨后Huu Duc Vo[9-10]等在噴流反饋機(jī)制試驗(yàn)?zāi)Ｐ停ㄈ鐖D2（a）所示）、葉尖渦流泄漏反饋機(jī)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(jī)制（如圖2（c）所示）的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了試驗(yàn)研究和理論計(jì)算，指出導(dǎo)致轉(zhuǎn)子葉片非同步振動(dòng)正是由于葉尖渦流層在同級(jí)葉排空腔中傳播與反饋所致，會(huì)在葉片間產(chǎn)生較強(qiáng)的聲反饋現(xiàn)象，表現(xiàn)為聲能量加劇，這種現(xiàn)象與Parker聲共振現(xiàn)象十分類似。同時(shí)，這種由非定常渦流所引起的葉片非同步振動(dòng)會(huì)讓葉片在共振頻率處產(chǎn)生很大幅度的振動(dòng)，具有較大的危險(xiǎn)性。Huu Duc Vo等集中研究了葉尖泄漏渦流與葉片振動(dòng)的相互作用，而對(duì)于渦-聲作用的機(jī)理并未深入研究，沒(méi)有從根本上描述出渦-聲-振的耦合機(jī)制。

1.2.2 多級(jí)壓氣機(jī)聲共振研究

很多學(xué)者對(duì)多級(jí)壓氣機(jī)的聲共振現(xiàn)象進(jìn)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(xué)的Joerg R.Seume和英國(guó)劍橋T.R.Camp，均在不同壓氣機(jī)上通過(guò)試驗(yàn)觀測(cè)出多級(jí)壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象，并通過(guò)理論分析判斷出聲共振現(xiàn)象。

T.R.Camp在劍橋大學(xué)的4級(jí)低速壓氣機(jī)試驗(yàn)器Cl06（如圖3所示）上進(jìn)行試驗(yàn)，當(dāng)IGV和靜子葉片的安裝角均從設(shè)計(jì)值減小10°時(shí)，出現(xiàn)了聲共振現(xiàn)象，該共振頻率與轉(zhuǎn)頻呈現(xiàn)非整數(shù)倍關(guān)系，并且在共振頻率出現(xiàn)的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，該共振頻率呈現(xiàn)出階躍變化，如圖4所示的1234Hz的聲信號(hào)分量。當(dāng)聲共振發(fā)生時(shí)，壓力脈動(dòng)與葉片振幅、應(yīng)力均較大，具有很強(qiáng)的危害性。該壓氣機(jī)外半徑為254mm，輪轂比為0.75。T.R.Camp研究指出：隨著壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速的增大或減小，渦旋脫落頻率將涵蓋一定范圍，并將激發(fā)該范圍內(nèi)的聲模態(tài)，壓氣機(jī)內(nèi)部壓力脈動(dòng)大幅度增加；同時(shí)由于渦聲干涉所具有的鎖頻特性，渦流頻率將“自動(dòng)跟蹤”不同的聲模態(tài)，在聲信號(hào)頻率中產(chǎn)生階躍變化，如圖5所示。而當(dāng)壓力脈動(dòng)頻率與葉片振動(dòng)的固有頻率一致時(shí)，將產(chǎn)生較大的葉片應(yīng)力，甚至產(chǎn)生應(yīng)力破壞。因此，聲信號(hào)階躍變化是壓氣機(jī)聲共振最主要的特征之一。

德國(guó)J.R.Seume在漢諾威大學(xué)的4級(jí)高壓壓氣機(jī)上（如圖6所示）觀測(cè)到了聲共振現(xiàn)象。當(dāng)壓氣機(jī)在近失速邊界附近運(yùn)行時(shí)，在機(jī)匣壁面壓力脈動(dòng)傳感器中觀測(cè)到與轉(zhuǎn)頻非整數(shù)倍關(guān)系的聲共振頻率，并且造成了第1級(jí)靜子葉片根部斷裂（如圖7所示）。共振發(fā)生時(shí)壓氣機(jī)壁面噪聲測(cè)試結(jié)果表明，其內(nèi)部噪聲高達(dá)180dB，如圖8所示。壓氣機(jī)各級(jí)壁面均測(cè)量得到聲共振特征頻率 fAR、2fAR、3fAR，及 fAR與葉片通過(guò)頻率（fBF）的調(diào)制現(xiàn)象，如圖9、10所示。J.R.Seume通過(guò)分析指出：第1級(jí)靜子振動(dòng)模態(tài)的固有頻率與聲共振頻率fAR相接近；聲共振發(fā)生時(shí)共振頻率分量的聲壓級(jí)已經(jīng)大大超過(guò)了fBF頻率分量的聲壓級(jí)；在氣動(dòng)測(cè)試結(jié)果轉(zhuǎn)子葉排的一些通道中存在阻塞現(xiàn)象；聲共振就是圍繞壓氣機(jī)圓周3周的螺旋聲模態(tài)，在壓氣機(jī)軸向表現(xiàn)為駐波，是多級(jí)壓氣機(jī)的典型共振形式，如圖11所示。

1.3 小結(jié)

綜上所述，壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象的物理問(wèn)題涉及非定常流動(dòng)、渦聲作用、聲場(chǎng)傳播、聲固耦合等，機(jī)理復(fù)雜，表現(xiàn)為氣-聲-固多物理場(chǎng)的耦合，研究難度較大，至今仍無(wú)詳細(xì)理論能夠描述其產(chǎn)生、發(fā)展、演化的過(guò)程。但通過(guò)試驗(yàn)測(cè)試分析和基本理論簡(jiǎn)化分析，可總結(jié)出聲共振具有如下特點(diǎn)：

（1）壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象多在壓氣機(jī)非設(shè)計(jì)工況，且近失速狀態(tài)下發(fā)生；

（2）壓氣機(jī)聲共振與流體誘導(dǎo)空腔共振原理基本一致，都是流體渦模態(tài)和聲模態(tài)相互作用的結(jié)果；

（3）壓氣機(jī)內(nèi)聲共振現(xiàn)象多由非定常旋流誘發(fā)導(dǎo)致，壓氣機(jī)內(nèi)部存在較大的壓力脈動(dòng)或噪聲強(qiáng)度，噪聲強(qiáng)度要大于fBP分量處的強(qiáng)度；

（4）聲共振頻率一般為轉(zhuǎn)頻的非整數(shù)倍，且在共振轉(zhuǎn)速附近存在“鎖頻”、共振頻率與fBP調(diào)制的現(xiàn)象；

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

（6）單級(jí)壓氣機(jī)聲共振主要發(fā)生在單排葉片間，一般需在波數(shù)和葉片間距的乘積小于2π時(shí)發(fā)生，此時(shí)聲場(chǎng)周向模態(tài)數(shù)m接近或大于葉片數(shù)；

（7）多級(jí)壓氣機(jī)聲共振時(shí)，內(nèi)部聲模態(tài)為沿軸向、周向傳播的螺旋狀傳播模式，且軸向?yàn)轳v波，這是其顯著的特點(diǎn)。

雖然壓氣機(jī)聲共振與旋轉(zhuǎn)失速、旋轉(zhuǎn)不穩(wěn)定等非定?，F(xiàn)象在某些特征上比較相似，但還是有本質(zhì)不同的。

從聲學(xué)的角度看，旋轉(zhuǎn)失速是由于受阻通道產(chǎn)生入射波導(dǎo)致相鄰?fù)ǖ纼?nèi)的氣流分離所傳播的旋轉(zhuǎn)阻滯；而旋轉(zhuǎn)不穩(wěn)定可解釋為轉(zhuǎn)子上沒(méi)有阻滯時(shí)周期性的氣流分離，在頻率高于轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速時(shí)，其信號(hào)頻譜中的波峰表現(xiàn)為寬而平；葉尖間隙噪聲是由轉(zhuǎn)子葉尖的逆流引起的，受葉尖間距的影響很大。與這些效應(yīng)相比，共振頻率下的信號(hào)頻譜中的波峰高而窄[16]。

2 某型壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象初探

中國(guó)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)曾發(fā)生高壓壓氣機(jī)第1級(jí)轉(zhuǎn)子葉片斷裂的故障，初步判斷為葉片1階彎曲振動(dòng)應(yīng)力過(guò)大所致。在摸清故障機(jī)理、排除故障的過(guò)程中，綜合分析葉片振動(dòng)、壓力脈動(dòng)、噪聲的測(cè)試結(jié)果，發(fā)現(xiàn)其故障機(jī)理與壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象十分類似。

2.1 葉片振動(dòng)應(yīng)力分析

葉片表面振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試分析結(jié)果表明：壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速在一定范圍時(shí)，第1級(jí)轉(zhuǎn)子葉片的1階彎曲振動(dòng)逐漸加劇，各葉片振動(dòng)逐漸“鎖定”為1階彎曲振動(dòng)，頻率趨于一致（如圖12所示），動(dòng)應(yīng)力明顯增大（如圖13所示），且葉片間的相位差趨于相對(duì)不變（如圖14所示），呈現(xiàn)出“鎖頻鎖相”的階躍性振動(dòng)特點(diǎn)。其中葉片1彎振動(dòng)轉(zhuǎn)速段較寬，與轉(zhuǎn)速成非整階次（4.4～4.6不等）關(guān)系。

2.2 壓力脈動(dòng)測(cè)試

2.2.1 壁面壓力脈動(dòng)

當(dāng)葉片振動(dòng)應(yīng)力大時(shí)，采用Kulite動(dòng)態(tài)壓力傳感器進(jìn)行壁面動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量，發(fā)現(xiàn)軸向的0級(jí)靜子處、第1級(jí)轉(zhuǎn)子和靜子處均出現(xiàn)了特征頻率fAR及fAR與fBP的調(diào)制現(xiàn)象（如圖15所示）。該頻率為轉(zhuǎn)頻的非整數(shù)倍，在一定轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)具有“鎖頻”的階躍特性，約為轉(zhuǎn)頻的8～9倍。且該頻率分量的幅值與葉片1彎振動(dòng)具有較好的同步性，幅值分布也與動(dòng)應(yīng)力的大小符合線性關(guān)系（如圖16所示），具有較好的同步性。壁面動(dòng)態(tài)壓力幅值沿軸向分布為：0級(jí)靜子槽道＜第1級(jí)轉(zhuǎn)子葉片前＜第1級(jí)轉(zhuǎn)子葉片處＜第1級(jí)靜子槽道處。第1級(jí)轉(zhuǎn)子處和第1級(jí)靜子槽道處的聲壓級(jí)最大，比0級(jí)靜子處的聲壓級(jí)最大高出26.8dB左右，可達(dá)150dB以上。

2.2.2 第1級(jí)轉(zhuǎn)子葉片表面壓力脈動(dòng)

在第1級(jí)轉(zhuǎn)子葉片表面進(jìn)行動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量，測(cè)試位置為葉片表面90%葉高處，葉片表面動(dòng)態(tài)壓力脈動(dòng)的頻譜測(cè)試結(jié)果如圖17所示。結(jié)果表明：當(dāng)葉片振動(dòng)應(yīng)力大時(shí)，葉片表面壓力脈動(dòng)的頻率與葉片1彎振動(dòng)頻率一致，且2個(gè)信號(hào)的同步性很好。

2.3 內(nèi)部聲場(chǎng)特性分析

2.3.1 軸向和周向傳播特性分析

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

軸向傳播關(guān)系為：第0級(jí)和第1級(jí)為正對(duì)著的相鄰測(cè)點(diǎn)第1級(jí)傳到第0級(jí)；第1級(jí)和第2級(jí)傳遞關(guān)系為正對(duì)著的測(cè)點(diǎn)第1級(jí)傳到第2級(jí)，側(cè)對(duì)著的測(cè)點(diǎn)從第2級(jí)傳向順著轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)方向側(cè)的第1級(jí)；第2級(jí)測(cè)點(diǎn)與第3級(jí)測(cè)點(diǎn)傳遞關(guān)系是正對(duì)著的測(cè)點(diǎn)第2級(jí)傳到第3級(jí)。周向傳播關(guān)系為：第0、1、2、3級(jí)在圓周方向均呈現(xiàn)出與轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)方向相反的周向傳播模式。

2.3.2 徑向幅值分布

在第1級(jí)靜子表面沿徑向進(jìn)行動(dòng)態(tài)壓力脈動(dòng)測(cè)試分析，特征頻率處壓力脈動(dòng)幅值的結(jié)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(jí)間的軸向、周向相位傳播關(guān)系，以及徑向幅值分布規(guī)律可知：當(dāng)轉(zhuǎn)子葉片振動(dòng)應(yīng)力增大時(shí)，特征頻率處噪聲在壓氣機(jī)內(nèi)部呈現(xiàn)1種類似螺旋狀的傳播特性。

2.4 轉(zhuǎn)子葉尖流場(chǎng)測(cè)試分析

葉片振動(dòng)應(yīng)力增大時(shí)，轉(zhuǎn)子葉片進(jìn)口絕對(duì)氣流角和馬赫數(shù)的壓力測(cè)量結(jié)果如圖21、22所示。從絕對(duì)氣流角的圖譜中可見(jiàn)，葉片主流區(qū)與葉尖氣流角相差較大，即轉(zhuǎn)子葉尖預(yù)旋相對(duì)減小，這將大幅度增大第1級(jí)轉(zhuǎn)子葉尖攻角。從絕對(duì)馬赫數(shù)的圖譜中明顯可見(jiàn)轉(zhuǎn)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(jī)的故障特點(diǎn)與近年來(lái)國(guó)外開(kāi)展的聲共振研究具有很強(qiáng)的相似性，相似之處體現(xiàn)為：（1）壓氣機(jī)處于非設(shè)計(jì)工況，且伴有氣流分離、失速等強(qiáng)烈的非定?，F(xiàn)象；（2）葉片均具有較大的非階次振動(dòng)特性，且鎖頻鎖相；（3）內(nèi)部聲場(chǎng)具有較強(qiáng)的聲壓級(jí)，呈螺旋狀傳播模式，軸向呈現(xiàn)為駐波場(chǎng)；（4）均存在與轉(zhuǎn)頻非整數(shù)倍關(guān)系的共振頻率fAR，及其與fBP調(diào)制后的頻率特性。

然而，某型壓氣機(jī)還存在著其獨(dú)特的問(wèn)題，需要深入研究，如：（1）聲共振發(fā)生時(shí)，轉(zhuǎn)子葉片為疲勞破壞件，且第1級(jí)轉(zhuǎn)子葉片具有鎖頻鎖相的趨同性；（2）轉(zhuǎn)子葉片振動(dòng)頻率與聲共振頻率并不一致，存在多普勒效應(yīng)；（3）第1、2級(jí)轉(zhuǎn)子葉片具有相同的共振頻率。

3 結(jié)束語(yǔ)

壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象自發(fā)現(xiàn)以來(lái)，機(jī)理研究一直受各方面的影響，面臨著諸多困難，無(wú)法翔實(shí)描述。但其作為壓氣機(jī)聲-氣-固耦合的1種故障模式，為壓氣機(jī)設(shè)計(jì)和研究指明了方向。需要在設(shè)計(jì)中盡量避免壓氣機(jī)聲共振現(xiàn)象的發(fā)生。

致謝中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所張東明和薛秀生研究員、沈陽(yáng)航空航天大學(xué)沙云東教授、北京航空航天大學(xué)馬宏偉教授等對(duì)本研究工作提供測(cè)試數(shù)據(jù)支持，在此表示感謝！

[1]林左鳴，李克安，楊勝群.航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片聲激振試驗(yàn)研究[J].動(dòng)力學(xué)與控制學(xué)報(bào)，2010，8（1）：12-18.

[2]戴習(xí)文.氣流中開(kāi)孔-空腔結(jié)構(gòu)渦聲相互作用的模型研究[D].北京：北京航空航天大學(xué),2012.

[3]Ma R,Slaboch P E,Morris S C.Fluid mechanics of the flow-excited Helmholtz resonator [J].Journal of Fluid Mechanics,2009,623:1-26.

[4]Gibson J S.Non-engine aerodynamic noise investigation of a large aircraft[R].NASA-CR-2378.

[5]Parker R.Resonance effects in wake shedding from parallel plates[J].Jounral of Sound Vib,1966（4）：62-72.

[6]ParkerR.Resonanceeffectsin wakeshedding from compressor blading [J].Journal of Sound and Vibration,1967,6（3）:302-309.

[7]Kaji S,Okazaki T.Propagation of sound waves through a blade row:II.Analysis based on the acceleration potential method[J].Journal of Sound and Vibration,1970,11（3）:355-375.

[8]Kielb R E.Blade excitation by aerodynamic instabilities a compressor blade Study[R].ASME 2003-GT-38634.

[9]Jean T,Vo Huu Duc.Experimental demonstration of the tip clearance flow resonance behind compressor non-synchronous vibration[R].ASME 2008-GT-50303.

[10]Martin D,Vo Huu Duc.Numerical investigation into non-synchronous vibrations of axial flow compressors by the resonant tip clearance flow [R]. ASME 2009-GT-59074.

[11]Camp T R.A study of acoustic resonance in a low-speed multistage compressor[J].Journal of Turbomachinary,1999,121:36-43.

[12]Ziada S,Oengoren A,Vogel A.Acoustic resonance in the inlet scroll of a turbo-compressor[J].Joural of Fluids Structure,2002,16（3）:361-373.

[13]Weidenfeller J,Lawerenz M.Time resolved measurements in an annular compressor cascade with high aerodynamic loading[R].ASME 2002-GT-30439.

[14]Vignau-Tuquet F,Girardeau D.Aerodynamic rotating vortex instability in a multi-stage axial compressor[R].ISABE-2005-0025.

[15]Lafon P,Caillaud S,Devos J P,et al.Aeroacoustical coupling in a ducted shallow cavity and fluid/structure effects on a steam line[J].Fluids Struct,2003,18:695-713.

[16]Bernd H,Joerg R S.Causes of acoustic resonance in a high-speed axial compressor [J]. Journal of Turbomachinery,2008,130：1-9.

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(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)聲學(xué)和壓氣機(jī)試驗(yàn)研究工作。