基于声学特征信号提取的燃烧不稳定性试验研究

杜 军，文 璧

(中国航发四川燃气涡轮研究院，四川绵阳 621000)

1 引言

燃烧不稳定是航空发动机燃烧室中一种比较常见的现象，大多数航空发动机的燃烧室在慢车及慢车以下状态运行时会出现燃烧不稳定现象，特别是低排放燃烧室。燃烧不稳定发生时会产生大幅度的压力波动和速度振荡，进而造成推力振荡、燃烧室壁面热应力增加、熄火和回火现象等，直接影响燃烧室的燃烧效率，使发动机的性能参数发生变化。燃烧室长期工作在燃烧不稳定状态下，会产生疲劳损伤，造成结构破坏。目前，航空发动机正朝着低污染、低排放的方向发展，燃烧不稳定性已成为该领域的一个重要研究热点。

国外很早就开始了燃烧不稳定性研究，其主要内容包括基础理论、影响因素、不稳定诊断方法、不稳定控制方法等。Rayleigh[1]研究了燃烧不稳定的驱动机制(即瑞利准则)，认为热释放波动与声学压力波动的相位满足一定关系时，不稳定燃烧振荡将会被放大。Lieuwen等[2]通过对预混燃烧室燃烧不稳定机制的研究，获得了当量比波动对燃烧不稳定的影响特性。Nair等[3]研究了燃烧不稳定性的先兆及预警方法，总结了三种判断燃烧不稳定的方法，为燃烧不稳定性诊断提供了参考。Lang等[4]运用外部声激励方法对燃烧不稳定性进行主动控制，获得了可以应用于燃烧不稳定性控制的方法。此外，美国很多年前就在其飞机推进研究计划中开始了对先进军用发动机燃烧系统燃烧不稳定现象的研究，并将研究结果引入到航空发动机燃烧室设计之中。国内在燃烧室燃烧不稳定性方面也做了些研究工作。如Han等[5-6]研究了扩压器对燃烧不稳定的影响，结果表明燃烧不稳定在有扩压器时没有明显的振荡，而没有扩压器时会有强烈的振荡；对高温高压环境下的LPP燃烧室进行了燃烧不稳定试验研究，获得了燃烧不稳定发生时的特征频率现象，并对产生特征频率的原因进行了详细分析。但国内研究多停留在基础研究上，工程应用研究较少。

大量研究[7-11]表明，燃烧不稳定的主要特征是燃烧室某阶声模态下的大幅度波动现象，主要包括纵向模态、横向模态(径向、角度模态)。本文对某型燃烧室进行了燃烧不稳定状态下的声学测试，并运用特征频率信号加强的奇异值分解方法对特征信号进行提取，获得了该型燃烧室不稳定燃烧时的声波传播特性。

2 测试方案

燃烧不稳定性试验在高温高压燃烧室试验器上进行。试验件为单级旋流多点喷射单头部燃烧室，其具体结构及声学测试截面见图1，测试截面坐标见图2。其中，Ⅰ～Ⅳ截面均在水平方向布置单测点，Ⅴ截面周向均布10个测点，以此获得声波的纵向和周向传播情况。声学测试采用声压测量方式。由于燃烧室的高温、高压环境，声压传感器受限于使用温度而无法直接安装在燃烧室上进行声压测量，因此采用了一种间接测量方法，即通过水冷声波导管将燃烧室内部声学压力传递到外部室温条件下的声压传感器中进行测量。声波导管的存在改变了测试系统的声学动态特性，使得测点处的声压与实际采集到的声压有差异(主要是幅值及相位差异)，需要对声波导管进行动态特性标定，获得其动态特性，对测试结果进行修正。声波导管安装方式见图3，其动态特性标定结果见图4。

图1 燃烧室结构及声学测试截面Fig.1 The combustor structure and acoustic test sections

图2 测试截面坐标Fig.2 The coordinates of test sections

图3 声波导管安装方式Fig.3 The installation mode of acoustic waveguide

图4 声波导管动态特性标定结果Fig.4 The dynamic characteristics of acoustic waveguide

3 燃烧不稳定特征分析

3.1 信号频谱分析

对各测点采集到的声压数据进行频谱分析，发现各测点均出现了明显的离散单音特征频率伴随高阶倍频的现象。由于各测点的频谱结构一致，因此只选取单一测点的频谱作为代表。图5为Ⅱ截面声压测点频谱，可看出该频谱存在270 Hz的特征频率及倍频。因此，可认为270 Hz声学特征频率是由燃烧不稳定产生的。为研究燃烧不稳定时的声波传播情况，需要对其声学特征信号进行分析。

图5 Ⅱ截面测点频谱Fig.5 The spectrum of the Ⅱsection measuring point

3.2 特征信号提取

从测试信号中提取特征信号之前，先应用图4中的声波导管动态特性对测试数据进行修正还原处理，得到测点处的真实声压数据，然后再应用特征频率信号加强的奇异值分解方法提取特征信号。该方法能有效地保留特征信号的幅值及相位特性，主要思路(图6)为：在原始信号X(i)中加入一个与待提取特征频率f(i)一致的强信号Y(i)形成重组信号C(i)，然后应用奇异值分解方法获得特征分量信号T(i)，最后从特征分量信号中减去强信号Y(i)得到提取的特征信号W(i)。图7、图8分别为Ⅱ截面测点提取的270 Hz特征信号与修正还原后信号的时域及频域对比结果。从图中可看出，提取的270 Hz特征信号与修正还原后的信号吻合度很好，很好地保留了信号的相位特性，且提取后的270 Hz特征信号几乎没有改变幅值，很好地保留了信号的幅值特性。

图6 特征频率信号加强的奇异值分解方法Fig.6 The SVD method based on characteristic frequency signals enhancement

图7 提取特征信号与修正后信号的时域对比Fig.7 The time domain comparison of characteristic signals extracted and corrected

图8 提取特征信号与修正后信号的频域对比Fig.8 The frequency domain comparison of characteristic signals extracted and corrected

3.3 声波传播分析

通过上述特征信号提取方法获得各个测点的特征信号，并进行二维声波波形绘制。周向声波时序图可以反映燃烧不稳定时声波在周向上的传播情况，而纵向声波时序图可以反映燃烧不稳定时声波在轴向上的传播情况。图9、图10分别为周向及纵向声波时序图，其中纵坐标代表测点位置，不同颜色代表声压大小(暖色代表波峰，冷色代表波谷)。

图9 周向声波时序图Fig.9 The sequence diagram of circumferential acoustic waves

图10 纵向声波时序图Fig.10 The sequence diagram of longitudinal acoustic waves

从图9可看出，波峰与波谷平行，且同一时间到达各个测点，不存在相位差，表明该型燃烧室燃烧不稳定时没有出现周向模态。从图10可看出，波峰与波谷在时间轴上呈现出弧形，且波峰及波谷最早出现位置在轴向位置300～350 mm之间。该位置对应于燃烧室火焰筒内的火焰区域，即火焰区域是声源起始位置。由于Ⅰ截面位置(轴向位置0 mm处)距声源位置相对于其他测点更远，因此该位置衰减较多，表现为声压较小。根据以上分析可得到，燃烧不稳定发生时的声波传播为纵向传播，且整个波形呈弧形，同一时间截面上只有一个波峰和波谷，证明为一阶模态，即燃烧不稳定发生时的声模态为一阶纵向模态。

4 结论

应用基于特征频率信号加强的奇异值分解方法，对某型航空发动机燃烧室燃烧不稳定时的声学特征进行了分析，得到以下主要结论：

(1) 应用声波导管间接测量燃烧室声学信号，需要对声波导管进行动态标定以修正还原测试数据。

(2) 基于特征信号加强的奇异值分解方法能很好地保留特征信号的幅值及相位特征，可应用于航空发动机燃烧室燃烧不稳定测试信号的提取。

(3) 该型航空发动机燃烧室燃烧不稳定时产生的明显声学特征信号，主要为离散单音特征频率伴随着高阶倍频。燃烧不稳定发生时的声源位置位于火焰筒内的火焰区域，声波传播为纵向传播，声模态为一阶纵向模态。