CN112268708B - 一种轴流涡轮精细化声学实验装置及实验方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种轴流涡轮精细化声学实验装置及实验方法，通过设计和布局特殊的进气系统和涡轮轴功率测试系统，使得轴流涡轮的排气和噪声辐射方式与真实发动机工作时涡轮的条件相同，从而准确的模拟了真实航空发动机工作时涡轮向外辐射噪声过程，为准确获得发动机涡轮噪声实验数据奠定了技术基础。

Description

一种轴流涡轮精细化声学实验装置及实验方法

技术领域

本发明属于航空发动机气动声学技术领域，涉及航空发动机以及流体机械气动噪声实验测试装置和方法。

背景技术

随着航空发动机涵道比的不断增大，发动机喷流噪声得到显著降低，当代大涵道比涡扇发动机的噪声源中，大尺寸风扇和多级低压涡轮的噪声在发动机总噪声中所占比重越来越大，而当风扇降噪技术得到广泛研究并取得重要进展以后，使得涡轮噪声逐渐成为航空发动机噪声的重要矛盾。特别是，由于长期以来对涡轮噪声研究的不足，造成了低压涡轮噪声预测能力不足，而涡轮设计又必须兼顾航空发动机成本/质量/维护性的控制，另外，由于涡轮前温度的提高和排气温度显著增大，使得排气管道有可能超过声学处理轻质材料的温度承受范围，使得能够满足温度要求还能用来制造声衬的轻质材料更加难以获得，这就进一步导致更加严重的涡轮噪声问题。

由于燃气涡轮噪声产生物理过程的复杂性，涡轮气动声学精细化实验在当前航空发动机涡轮气动噪声研究中具有重要的基础意义，通过开展涡轮气动声学实验，就可以理解涡轮噪声物理机制，掌握涡轮噪声基本规律，认识涡轮主要噪声源，最终发展涡轮噪声预测模型。

但是，由于航空发动机燃气涡轮工作的特点，涡轮部件试验总是需要具备高压燃气的驱动，同时需要涡轮轴功率输出，这种试验的基本需求往往使得涡轮试验件总是被安装在复杂的进排气管道系统的中间，这样的实验装置布局并不影响涡轮气动性能和机械性能试验，但是，对于涡轮气动噪声实验，这种布局严重破坏了真实发动机中涡轮噪声的产生与传播的实际状况，特别是无法准确模拟从排气管道向外辐射的涡轮噪声特征。

现有技术：“航空发动机涡轮噪声识别方法研究”，该文通过发动机整机实验数据分析，判断涡轮噪声，这是一种近似的无法精确研究涡轮噪声的实验方法，而且也仅仅针对涡轮远场噪声进行试验。“一种低压涡轮噪声试验方法及其改进方法”，该专利既不能对管道内噪声进行精确测量，也不能创造模拟远场传播的环境，不能进行远场噪声的测量。对于航空发动机轴流涡轮噪声，目前没有相关专利和文献能够同时满足精细化测量，排气管道声模态测量，和远场噪声测量三个要求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：该项发明专利针对目前燃气涡轮部件噪声实验中上述问题和技术困难，通过在“模拟发动机真实涡轮排气噪声辐射条件的轴流涡轮声学实验装置”、“轴流涡轮排气管口放置在半消声室布局”、“涡轮排气管道及远场精细化声学测试方法”等三个方面的发明和创新，实现对航空发动机轴流燃气涡轮气动噪声特征的精细化实验测量：

本发明的技术方案是：一种轴流涡轮精细化声学实验装置，包括离心式鼓风机、蜗壳、测功装置、静子、转子、光电传感锁相装置、支架、转静子机匣、管道传声器阵列和管道组件；所述离心式鼓风机出口端与蜗壳连接，使得径向进入的气流，改为轴向气流输出；蜗壳、转静子机匣和管道组件依次同轴连接并通过支架进行固定；静子和转子位于转静子机匣内，且静子靠近蜗壳端；光电传感锁相装置位于转子机匣处，用于测量记录转动的相位信息；测功装置通过联轴器与涡轮转轴相连，用于测量涡轮功率和转速；

管道组件包括声学处理管道、传声器阵列安装段和出口段；传声器阵列位于声器阵列安装段中，且传声器阵列为线性布置；传声器器阵列安装段8上布置两组轴向均匀分布的m个传声器阵列，两组传声器阵列夹角为180°，步进电机每次使旋转机匣旋转180°/n,实验时旋转机匣只需要旋转180°即可得到m×n个传声器数据采集点，进而获得完整的周向声场信息；

声器阵列安装段为可旋转机匣，能够通过步进电机控制其旋转，旋转时使得线性布置的传声器阵列变为圆柱面的面阵列；实验时，声学处理处理管道道，传声器阵列安装管道和出口段位于半消声室内；离心式鼓风机、测功装置、位于半消声室外，使得涡轮排气噪声能够准确模拟航空发动机工作时向外辐射噪声的自由场环境。

本发明进一步的技术方案是：所述测功装置为电涡流测功器，用于测量涡轮的转速和功率。

本发明进一步的技术方案是：所述转静子机匣分为两段，通过法兰连接，第一段进口处设有整流支板，用于支撑转子部件和静子部件，同时利于涡轮实验台获得均匀的进气流场；第二段安装有静子和转子，组成涡轮的一级，用以模拟低压涡轮末级流场，静子盘安装在机匣上通过止口定位，通过周向的销钉与螺钉定位。

本发明进一步的技术方案是：所述声学处理处理管道道和传声器阵列安装管道之间，传声器阵列安装段和出口段之间通过轴承连接。

本发明进一步的技术方案是：所述转子设计为航空发动机常见的整体叶盘结构，即将叶片和涡轮盘结合为整体，转子支承采用前滚棒轴承后球轴承。

本发明进一步的技术方案是：一种轴流涡轮精细化声学实验装置的实验方法，包括以下步骤：

步骤一，对实验所用的传声器进行校准和安装，在半消声室内设有远场测量传声器阵列，且为弧形布置，布置于靠近出口段中心处，形成1/4圆；管道传声器阵列通过传声器阵列安装段上的小孔探入管道内，传声器头部与管道内壁平齐；

步骤二，启动离心式鼓风机，待工况稳定后，采集传声器的声压信号和锁相装置的相位信号，记录测功机所测的涡轮试验台的功率，转速；

步骤三，调节步进电机，使传声器阵列安装段旋转一定角度，再次采集传声器声压信号和锁相装置的相位信号；

步骤四，重复步骤三，直到传声器阵列安装段相较于初始位置旋转180°；

步骤五，对远场传声器阵列所采集的声压信号进行傅里叶变换，得到每个测点位置的声压频谱信息，进而得到远场噪声的指向性和总声功率；

步骤六，基于光电传感锁相装置采集的相位信号对管道传声器阵列不同周向位置采集的声波信号进行相位筛选，完成“锁相”工作，再采用“集平均技术”对传声器阵列噪声随机信号每个周向位置信号进行“集平均”处理。得到不同周向、轴向位置的声压信号。

步骤七，对管道传声器阵列采集的声压信号进行周向和径向模态分解，其中周向模态分解主要是对测点处的声压信号进行空间离散傅里叶变换，基于管道模态传播模型理论，通过对不同位置处的周向模态复数幅值求解出各个径向模态的幅值信息；

通过以上步骤可以获得涡轮实验台内管道声模态结构和远场噪声水平，进而可以分析管道内模态结构与远场辐射噪声的关联关系。

发明效果

本发明的技术效果在于：

(1)通过发明“模拟发动机真实涡轮排气噪声辐射条件的轴流涡轮声学实验装置”，采用径向进气、进气段扭功仪测功、轴向排气等涡轮试验件的总体布局方式，使得该装置能够严格模拟航空发动机涡轮噪声通过发动机喷口向外辐射的基本特征。

(2)通过轴流涡轮排气管口放置在半消声室布局方法的实验技术，实现了对在自由场(飞机飞行状态)环境下涡轮辐射噪声的精确模拟和测量，避免了测量环境声波反射对噪声信号的污染。

(3)通过发明涡轮实验装置噪声精细化测试方法(包括“排气管道传声器阵列测试方法”与“涡轮排气口远场半圆形传声器阵列测试方法”等)，实现对涡轮气动噪声管道声模态结构和远场噪声指向性的精细化测量。

本项发明“模拟发动机真实涡轮排气噪声辐射条件的轴流涡轮声学实验装置”的总体技术方案及主要组件如附图1和图2所示。通过设计和布局特殊的进气系统和涡轮轴功率测试系统，使得轴流涡轮的排气和噪声辐射方式与真实发动机工作时涡轮的条件相同，从而准确的模拟了真实航空发动机工作时涡轮向外辐射噪声过程，为准确获得发动机涡轮噪声实验数据奠定了技术基础。

对于涡轮噪声实验，不仅要测量涡轮噪声辐射的大小，更重要的是通过声学精细化实验，认识涡轮噪声源的分布特征，弄清涡轮发声的物理机制，分析涡轮设计参数与涡轮噪声辐射的相互关系，从而为发展涡轮噪声预测模型、探索新的涡轮降噪方法奠定基础。本发明专利给出了排气管道传声器阵列测试方法与涡轮排气口远场半圆形传声器阵列测试方法等两种声学实验测试方法，通过对管道声模态结构和远场噪声频谱与指向性的测量，特别是通过对管道声模态与远场噪声辐射的相互关联分析，可以实现对涡轮排气噪声精细化认识的目的。

附图说明

图1一种轴流涡轮精细化声学实验装置示意图

图2轴流涡轮精细化声学实验装置在半消声室安装布局

图中，1-离心式鼓风机；2-蜗壳；3-支板；4-静子；5-转子；6-转静子机匣；7-声学处理管道；8-传声器阵列安装段；9-出口段；10-支架；11-测功装置；12-半消声室； 13-远场传声器阵列；14-管道传声器阵列；15-光电传感锁相装置。

具体实施方式

参加图1—图2，本发明一种轴流涡轮精细化声学实验装置，如图1，包括供气源离心式鼓风机1，涡轮实验台(包含2，6，7，8，9，10)，测功装置11，声学测量装置13， 14。

本发明的气源是由一台离心式鼓风机1提供，如图1所示，该装置位于涡轮实验台管道一侧，出口端通过一短管与蜗壳2相连，蜗壳2的作用是将径向进入的气流，改为轴向气流输出。

如图1所示，本发明的涡轮实验台是由转静子机匣6，声学处理处理管道7，传声器阵列安装管道8，出口段9共同组成流体管道以及两组支架10组成。转静子机匣6 分为两段，通过法兰连接，第一段进口处设有整流支板3，用于支撑转子部件和静子部件，同时利于涡轮实验台获得均匀的进气流场；第二段安装有静子4和转子5，组成涡轮的一级，用以模拟低压涡轮末级流场，静子盘安装在机匣上通过止口定位，通过周向的销钉与螺钉定位；为了减少了零件数量，简化了结构，减小装配时造成的零件负荷，将转子设计为整体叶盘，即将将叶片和涡轮盘结合为整体；考虑到转子部件的结构特点，转子支承采用前滚棒轴承后球轴承；在转静子前后分别开有用于测量流场数据的测量孔。传声器器阵列安装段8为可旋转机匣，通过管道旋转轴承与其他两个管道相连，在实验过程中，通过步进电机控制旋转机匣，将布置在管道表面的轴向线阵列，旋转成圆柱面的面阵列。

本发明的测功装置11采用电涡流测功器，除了测功仪本体，还包括臂杆、砝码、测功机控制仪、数采集成块、涡轮测试软件等，用于测量涡轮的转速和功率。

本发明的声学测量装置包括涡轮排气管道声模态测试传声器阵列14，和涡轮排气口远场半圆形传声器阵列13测试方法。如图2所示，排气管道，声学处理处理管道，传声器阵列安装管道，出口段等位于半消声室12内，有效地隔绝了来自于进气鼓风机以及测功率工作时产生的外部噪声对涡轮向外辐射噪声信号的污染，而将涡轮实验装置的排气段放置在半消声室内部，使得涡轮排气噪声能够准确模拟航空发动机工作时 (飞行状态)向外辐射噪声的自由场环境，从而实现涡轮声学实验准确模拟了真实航空发动机涡轮噪声辐射的环境。如之前所述，传声器器阵列安装段8为可旋转机匣，通过管道旋转轴承与其他两个管道相连，在实验过程中，通过步进电机控制传声器器阵列安装段8，使其能够旋转，在传声器器阵列安装段8上布置两组轴向均匀分布的m 个传声器阵列，两组传声器阵列夹角为180°，步进电机每次使旋转机匣旋转180°/n, 因此，在实验过程中，旋转机匣只需要旋转180°即可得到m×n个传声器数据采集点，进而获得完整的周向声场信息。为了保证在不同时间所测量的声压信号具有相同的相位，转子5处机匣壁面安装锁相装置15。如图2所示，在以出口截面与轴线的交点为圆心，布置有半圆形的远场传声器阵列14，用于远场噪声频谱与指向性的测量，通过对管道声模态与远场噪声辐射的相互关联分析，可以实现对涡轮排气噪声精细化识别的目的。

下面对实验过程进进行描述：

步骤一，对实验所用的传声器进行校准和安装，如图2，远场测量传声器阵列13 布置于距离出口中心2m处，形成1/4圆；管道传声器阵列14通过传声器阵列安装段 8上的小孔探入管道内，传声器头部与管道内壁平齐；

步骤二，启动离心式鼓风机1，待工况稳定后，采集传声器的声压信号和锁相装置15的相位信号，记录测功机11所测功率，转速；

步骤三，调节步进电机，使传声器阵列安装段8旋转6°，再次采集传声器声压信号和锁相装置15的相位信号；

步骤四，重复步骤三，直到传声器阵列安装段8相较于初始位置旋转180°；

步骤五，对远场传声器阵列14所采集的声压信号进行傅里叶变换，得到每个测点位置的声压频谱信息，进而得到远场噪声的指向性和总声功率；

步骤六，基于光电传感锁相装置15采集的相位信号对管道传声器阵列14不同周向位置采集的声波信号进行相位筛选，完成“锁相”工作，再采用“集平均技术”对传声器阵列噪声随机信号每个周向位置信号进行“集平均”处理。得到不同周向、轴向位置的声压信号。

步骤七，对管道传声器阵列14采集的声压信号进行周向和径向模态分解，其中周向模态分解主要是对测点处的声压信号进行空间离散傅里叶变换。基于管道模态传播模型，通过对不同位置处的周向模态复数幅值求解出各个径向模态的幅值信息。

通过以上步骤可以获得涡轮实验台内管道声模态结构和远场噪声水平，进而可以分析管道内模态结构与远场辐射噪声的关联关系。

Claims (6)

1.一种轴流涡轮精细化声学实验装置，其特征在于，包括离心式鼓风机(1)、蜗壳(2)、测功装置(11)、静子(4)、转子(5)、光电传感锁相装置(15)、支架(10)、转静子机匣(6)、管道传声器阵列和管道组件；所述离心式鼓风机(1)出口端与蜗壳(2)连接，使得径向进入的气流，改为轴向气流输出；蜗壳(2)、转静子机匣(6)和管道组件依次同轴连接并通过支架(10)进行固定；静子(4)和转子(5)位于转静子机匣(6)内，且静子(4)靠近蜗壳(2)端；光电传感锁相装置(15)位于转子机匣处，用于测量记录转动的相位信息；测功装置(11)通过联轴器与涡轮转轴相连，用于测量涡轮功率和转速；

管道组件包括声学处理管道(7)、传声器阵列安装管道(8)和出口段(9)；传声器阵列位于传声器阵列安装管道(8)中，且传声器阵列为线性布置；传声器阵列安装管道(8)上布置两组轴向均匀分布的m个传声器阵列，两组传声器阵列夹角为180°，步进电机每次使旋转机匣旋转180°/n,实验时旋转机匣只需要旋转180°即可得到m×n个传声器数据采集点，进而获得完整的周向声场信息；

传声器阵列安装管道(8)为可旋转机匣，能够通过步进电机控制其旋转，旋转时使得线性布置的传声器阵列变为圆柱面的面阵列；实验时，声学处理管道(7)，传声器阵列安装管道(8)和出口段(9)位于半消声室内；离心式鼓风机(1)、测功装置(11)位于半消声室外，使得涡轮排气噪声能够准确模拟航空发动机工作时向外辐射噪声的自由场环境。

2.如权利要求1所述的一种轴流涡轮精细化声学实验装置，其特征在于，所述测功装置(11)为电涡流测功器，用于测量涡轮的转速和功率。

3.如权利要求1所述的一种轴流涡轮精细化声学实验装置，其特征在于，所述转静子机匣(6)分为两段，通过法兰连接，第一段进口处设有整流支板(3)，用于支撑转子部件和静子部件，同时利于涡轮实验台获得均匀的进气流场；第二段安装有静子(4) 和转子(5)，组成涡轮的一级，用以模拟低压涡轮末级流场，静子盘安装在转静子机匣上通过止口定位，通过周向的销钉与螺钉定位。

4.如权利要求1所述的一种轴流涡轮精细化声学实验装置，其特征在于，所述声学处理管道(7)和传声器阵列安装管道(8)之间，传声器阵列安装管道(8)和出口段(9)之间通过轴承连接。

5.如权利要求1所述的一种轴流涡轮精细化声学实验装置，其特征在于，所述转子(5)设计为航空发动机常见的整体叶盘结构，即将叶片和涡轮盘结合为整体，转子支承采用前滚棒轴承后球轴承。

6.基于权利要求1所述一种轴流涡轮精细化声学实验装置的实验方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一，对实验所用的传声器进行校准和安装，在半消声室内设有远场测量传声器阵列(13)，且为弧形布置，布置于靠近出口段中心处，形成1/4圆；管道传声器阵列(14)通过传声器阵列安装管道(8)上的小孔探入管道内，传声器头部与管道内壁平齐；

步骤二，启动离心式鼓风机(1)，待工况稳定后，采集传声器的声压信号和光电传感锁相装置(15)的相位信号，记录测功装置(11)所测的涡轮试验台的功率，转速；

步骤三，调节步进电机，使传声器阵列安装管道(8)旋转一定角度，再次采集传声器声压信号和光电传感锁相装置(15)的相位信号；

步骤四，重复步骤三，直到传声器阵列安装管道(8)相较于初始位置旋转180°；

步骤五，对远场测量传声器阵列(13 )所采集的声压信号进行傅里叶变换，得到每个测点位置的声压频谱信息，进而得到远场噪声的指向性和总声功率；

步骤六，基于光电传感锁相装置(15)采集的相位信号对管道传声器阵列(14)不同周向位置采集的声波信号进行相位筛选，完成“锁相”工作，再采用“集平均技术”对传声器阵列噪声随机信号每个周向位置信号进行“集平均”处理；得到不同周向、轴向位置的声压信号；

步骤七，对管道传声器阵列(14)采集的声压信号进行周向和径向模态分解，其中周向模态分解是对测点处的声压信号进行空间离散傅里叶变换，基于管道模态传播模型理论，通过对不同位置处的周向模态复数幅值求解出各个径向模态的幅值信息；

通过以上步骤可以获得涡轮实验台内管道声模态结构和远场噪声水平，进而可以分析管道内模态结构与远场辐射噪声的关联关系。

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