北航新闻网4月30日电（通讯员 井彦祺）面向大涵道比航空发动机的持续发展，短舱进气道正加快向非对称、紧凑化方向演进。斜切口短舱进气道已广泛应用，但其引入的稳态静压畸变，是否会影响压气机性能与噪声特性，仍需实验验证。北航孙晓峰教授团队在《航空学报》发表封面文章，基于TA29单级低速风扇试验台，对斜切口与标准进气道开展对比研究。结果表明，斜切口进气道对压升、效率和失速起始模式影响有限，却会干扰转静干涉噪声并改变模态分布，为低噪声短舱一体化设计提供了重要支撑。
1 研究背景
在现代大涵道比航空发动机中，斜切口短舱进气道已成为常见构型。这类设计有利于改善起飞时的流动状况，但其非轴对称几何会导致入口流场不均，形成稳态静压畸变。
这一畸变不仅影响进气品质，还可能进一步作用于下游风扇或压气机，进而影响压升、效率、稳定工作边界以及噪声传播规律，其综合影响已成为进气道风扇一体化设计中的关键问题。
前期研究已获得了斜切口（SL）与标准（STD）进气道在AIP截面的静压畸变图谱，如图1所示。可以看到，斜切口进气道会形成明显的静压畸变分布。
(a) SL进气道
(b) STD进气道
图1 AIP截面静压畸变图谱
2 实验平台与方法
研究依托TA29单级低速风扇试验台展开。该试验台设计转速为5800 r/min，设计流量为2.90 kg/s，设计效率为0.864，管道外径为0.3 m。试验件采用23片转子叶片和27片静子叶片，能够满足气动性能、稳定性与声学特性的综合测试需求。
团队设计了两种进气道构型：标准进气道STD和斜切口进气道SL。其中，SL进气道斜切角为45°，用于模拟现代短舱常见的非对称进气状态；STD进气道则作为轴对称基准构型。斜切口进气道的设计过程如图2所示，最终制成的SL进气道如图3所示。
图2 斜切口进气道SL的设计
图3 斜切口进气道SL实物
实验中，进气道出口至转子的轴向距离约为2.3倍管径。围绕两种构型，研究测量了压气机总体性能、失速起始特征以及声场频谱和模态特性，从而评估斜切口进气道对气动和声学响应的影响。
3 研究亮点
1）45°斜切口引入稳定畸变，但总体性能变化较小
实验表明，45°斜切口的SL进气道会在进气道出口形成稳定的稳态静压畸变，这是其区别于STD进气道的核心流动特征。
但从总体性能看，在2.3倍管径距离条件下，SL与STD的压升特性和效率特性差异很小，如图4所示。这说明斜切口进气道虽然改变了入口流场均匀性，却没有显著削弱压气机总体工作能力。
图4 不同进气道下TA29实验台的压升特性及效率特性
2）失速先兆波传播频率接近，失速起始模式未变
对动态压力信号进行5~500 Hz带通滤波后，两种进气道失速前后叶尖前缘动态压力信号的演化过程如图5所示。
(a) STD进气道
(b) SL进气道
图5 两种进气道失速过程动态压力信号的演化
研究结果显示，两种进气道条件下的失速起始模式并未改变，均为突尖型失速。具体来看，STD进气道后失速先兆波以87.7%转子轴频率传播，SL进气道后失速先兆波以87.2%转子轴频率传播，二者偏差仅为0.57%，可认为影响不显著。
这一结果表明，斜切口进气道引入的稳态畸变，在本试验条件下尚不足以重构压气机失稳演化过程。其影响更多体现在入口非均匀和局部气动干扰，而非整体失速模式的改变。
3）频谱总体相近，但不同周向位置噪声差异明显
平均声压频谱如图6所示，声学测试表明，两种进气道条件下的声场频谱特性总体相似，主导噪声源并未发生根本变化。声学主频对比也印证了这一点。在1BPF处，STD进气道声压级约为116.6 dB，SL进气道约为117.2 dB，二者差异有限。
图6 平均声压频谱
但进一步分析发现，斜切口进气道引入的畸变会对转静干涉噪声产生明显扰动，而且这种影响具有明显的周向非均匀性。不同周向位置的声压频谱如图7所示。
图7 三个不同周向位置的声压频谱
在不同测点位置，声压级差异并不相同。以Mic.5位置为例，2BPF处声压级差异为2.4 dB，3BPF处差异为2.7 dB；在Mic.15位置，4BPF处差异达到5.8 dB。这表明，噪声变化并非均匀分布，而是与局部畸变强弱密切相关。
总体来看，畸变越大的区域，声压级差异越显著。这说明对于复杂进气道构型，不能只看整体频谱是否接近，更应关注局部周向位置上的噪声响应差异。
4）Tyler-Sofrin理论与实测存在偏差，模态分布改变
Tyler-Sofrin理论是分析转静干涉噪声模态的经典方法，其前提是相对理想的周期性激励条件。按照该理论，1BPF下的主导模态应为m=-4；在2BPF下，理论预测模态为m=19和m=-8，其中m=19为截止模态。
从1BPF到6BPF的声学模态分布情况如图8所示，分别给出了STD与SL进气道的模态幅值。
图8 两种进气道噪声在1-6阶BPF下的模态幅值
实验结果显示，在最主要的转静干涉频率下， SL进气道未对模态结构产生较大影响。同时，主模态附近模态呈明显的扩散特征，表明能量从主导模态向其他模态扩散。因此，仅依据理论进行模态分析具有局限性，传统理论预测模型不完全适用于 TA29 实验台。
进一步分析表明，SL进气道对模态产生了影响，在管道内整体声能量保持守恒的前提下，稳态静压分布的非均匀性诱导动量迁移，进而引发模态间能量迁移，对非主导模态呈现削弱或增强效应。
4 研究结论
1）SL进气道会形成稳定的周向静压畸变，但在转子前2.3倍管径距离下，对压升、效率和失速起始模式影响较小。无论是总体性能曲线，还是失速先兆波传播频率，对比结果都说明其并未影响压气机稳定性。
2）SL进气道会干扰转静干涉噪声，并改变噪声模态分布，使Tyler-Sofrin理论预测出现偏差。这表明，斜切口构型的关键挑战更多集中在声学层面，而不只是传统意义上的性能损失。
5 研究展望
随着大涵道比发动机持续发展，短舱与风扇的一体化设计将越来越强调高效率与低噪声并重。斜切口进气道作为典型工程构型，其气动声学耦合问题也将更加突出。
未来研究可进一步面向更高转速、更真实来流条件和更复杂短舱构型，结合实验、数值模拟与理论修正，建立适用于非对称进气条件的噪声预测方法。对于下一代低噪声航空发动机而言，这类研究既是基础问题，也是工程设计必须提前回答的问题。
作者介绍
张煜寒（第一作者），北京航空航天大学航空发动机研究院博士研究生，主要研究方向为航空发动机进/发匹配。
张明（通信作者），北京航空航天大学航空发动机研究院卓越百人博士后，主要研究方向为航空发动机压缩系统流动稳定性。
孙晓峰，北京航空航天大学教授、博士生导师，长期从事气动声学、叶轮机非定常空气动力学研究。现任中国工程热物理学会常务理事、中国航空学会动力分会总干事，曾任《航空学报》《中国航空学报（英文）》主编、中国航空发动机集团公司外部董事。
团队介绍
北京航空航天大学流体与声学工程实验室长期从事航空发动机气动热力学基础研究工作，系统地发展了航空发动机气动噪声、流动稳定性、气动弹性以及燃烧不稳定性理论预测和控制方法。研究成果在AIAA、ASME系列以及JFM, JSV, JCP等国际著名期刊上发表论文200余篇，出版专著《高速叶轮机流动稳定性》《Fundamentals of Aeroacoustics with Applications to Aeropropulsion Systems》两部。团队与中国航发商用发动机有限责任公司、中国航空发动机研究院、中国航发沈阳发动机设计研究所建立了“航空发动机气动声学联合创新中心（UICAA）”。在UICAA和支撑团队架构下，先后为国产大涵道比航空发动机、大型运输机等的噪声控制、压气机流动稳定性问题、燃烧室燃烧不稳定性问题和压气机叶片气动弹性问题提供了有力的技术支撑。
（审核：胡殿印）
编辑：贾爱平
