本文档《The Influence of Transient Inlet Distortions on the Instability Inception of a Low Pressure Compressor in a Turbofan Engine》由 Dirk C. Leinhos, Norbert R. Schmid 和 Leonhard Fottner 三位研究者共同完成，他们均来自德国慕尼黑联邦国防大学（Universität der Bundeswehr München）的喷气推进研究所（Institut für Strahlantriebe）。该研究发表于美国机械工程师协会（ASME）举办的“Turbo Expo 2000”会议，时间为2000年5月8日至11日，地点在德国慕尼黑，论文编号为2000-GT-0505。
这是一项关于航空发动机稳定性控制的实验研究，属于航空推进与叶轮机械气动稳定性研究领域。研究的核心动机源于追求更高效率航空推进系统的需求。为了提高效率，研究者提出了减少压气机级数或提高单级压气比的方案，但这通常伴随着设计喘振裕度（surge margin）的降低。为确保发动机在所有工况下的气动稳定性，主动稳定性控制系统（active control system）被寄予厚望，这类系统的关键在于对即将发生的失稳（instability）进行早期探测。在实际飞行中，发动机加速和进气畸变是导致工作喘振裕度降低的最重要原因。过往的研究多集中于稳态进气畸变（steady inlet distortions）的影响，而对瞬态进气畸变（transient inlet distortions）——例如超音速/高超音速飞机采用的可变几何形状进气道所产生的畸变——如何影响压气机失稳起始过程，则研究较少。因此，本研究旨在探究瞬态进气畸变对一台涡扇发动机低压压气机（Low Pressure Compressor， LPC）性能和失稳起始（stall inception）特性的影响，并与稳态畸变和洁净进气条件进行对比，以评估现有失稳早期预警方法的有效性，并为未来主动控制系统的设计提供数据支持。研究的目的是揭示瞬态畸变条件下失稳起始的物理机制，并测试不同信号分析方法在提供足够预警时间方面的能力。
研究的详细工作流程可以分为以下几个步骤： 1. 试验平台搭建与畸变模拟 研究对象为一台拉扎克04 C5型（Larzac 04 C5）小涵道比双转子涡扇发动机。其低压压气机为两级跨音速设计。为了模拟实际高超音速飞机（研究中以HTSM概念机为例）进气道可能产生的瞬态畸变流场，研究团队设计并制造了一个进气畸变发生器。该发生器由一个非对称的半三角翼和一个大型翼梢小翼（winglet）组成，以一定攻角置于进气道中。当攻角大于6度时，三角翼前缘分离产生一个集中涡。此外，进气道中还安装了两片金属丝网，用以模拟扇区性的总压亏损。通过电动驱动装置改变三角翼的攻角（变化速率约1.5度/秒，模拟真实进气道几何调节的速度），即可产生瞬态畸变。若将三角翼固定在某一攻角（如20度），则产生稳态畸变。根据高超音速飞机两台发动机不同的安装位置和旋转方向，该畸变发生器被制造成两种镜像构型，以分别产生与LPC转子同向旋转的同向畸变（co-rotating distortion, co case）和反向旋转的反向畸变（counter-rotating distortion, counter case）。
2. 测试与数据采集系统 测试发动机配备了两种仪表。一种是低频仪表，包括热电偶、壁面静压探针和总压探针等，用于计算质量流量、绘制压气机特性图以及对稳态和瞬态工况进行详细的气路分析。另一种是用于捕捉失稳起始过程高频压力脉动的高频响应仪表。其中关键的是在LPC第一级转子前7毫米的同一截面上，沿周向等间距安装了5个壁面静压探针（传感器1至5），用于探测空间流动扰动。其他高频探针则布置在第一级静子、高压压气机前等位置，以观察压力脉动的轴向发展。所有高频传感器均采用压阻式微型压力传感器，以最小化信号滞后和阻尼。数据采集时，每个通道的采样率为32.8 kHz，分辨率为13位，并经过12.8 kHz的模拟低通滤波器。
3. 试验程序 试验首先在洁净进气条件下，通过连续减小发动机外涵道喷口面积（节流）的方式，使LPC从稳态工作线运行直至失速，以获取其基础特性图和失稳起始类型随转速的变化规律。对于稳态畸变测试，首先将畸变发生器（三角翼）固定在20度攻角位置，然后同样通过节流使发动机运行至失速。对于瞬态畸变测试，首先在不启动畸变发生器（三角翼在0度攻角）的情况下，通过节流将LPC的工作点推至非常接近其稳定边界的位置。然后保持节流位置不变，开始驱动三角翼增加攻角，从而将瞬态畸变引入已经接近失稳的压气机，直至其最终失速。试验在不同发动机相对转速（nθlpc， 从53%到95%）下对同向和反向的稳态及瞬态畸变条件进行了测量。
4. 数据分析方法 为了全面刻画失稳起始过程，研究对高频压力信号（特别是LPC进口的5个传感器信号）应用了多种时域、频域和时频分析方法： * 时域与频域技术：包括使用数字滤波器观察“尖峰”（spike）事件；对单个信号进行快速傅里叶变换（FFT）；对五个周向信号进行空间傅里叶变换（Spatial Fourier Transform， SFT）以探测主导的空间旋转扰动；计算功率谱密度（Power Spectral Density， PSD）和行波能量（Travelling Wave Energy， TWE）来评估扰动能量。 * 小波变换（Wavelet Transformation， WT）：为了提高对“尖峰”等瞬态事件的时间分辨率，研究采用了基于Daubechies小波基的小波变换。更重要的是，研究者并未简单使用小波系数幅度图，而是开发了一种统计评估方法来获得一个综合的不稳定性参数（WCA）。该方法将每个尺度（对应特定频率带）的小波系数幅度划分为不同的幅度区间和时间窗口，统计每个“盒子”内系数的数量，生成幅度出现频率向量，并将其与幅度总和结合计算WCA值。该参数能够积分性地指示压缩系统的不稳定性发展，被认为具有在线监测的潜力。
研究的主要结果如下： 1. 压气机特性图影响 研究发现，无论是稳态还是瞬态进气畸变，都会导致LPC的稳定工作范围缩小，即喘振裕度下降。但值得注意的是，瞬态畸变与稳态畸变对喘振裕度的影响没有显著差异。这是因为三角翼的运动速度相对于转子转速而言非常缓慢，对于压气机来说，瞬态畸变近乎呈现出“准稳态”的特性。
2. 失稳起始类型 * 洁净进气：失稳起始类型依赖于LPC转速。低速时由“尖峰”触发；中速时通过“模态波”（modal wave）发展为旋转失速；高速时则由一个以转子频率旋转的扰动引发。 * 存在畸变时（稳态或瞬态）：无论畸变类型如何，在所有速度范围内，失稳最终都是由“尖峰型”扰动触发的。尽管在中速范围（如同向畸变nθlpc=79.5%， 反向畸变nθlpc=76%），分析中确实探测到了模态扰动（例如以约50%转子频率旋转的谐波），但这些模态波并未平滑地增长为完全的旋转失速。研究推断，模态扰动与进气畸变相互作用，促进了“尖峰”的产生，最终由“尖峰”引发失稳。这与洁净进气下中速区间模态波直接导致失速的模式有本质区别。
3. 早期预警方法的表现 不同分析方法在提供失稳预警时间方面的有效性受到畸变类型和转速的显著影响： * 基于空间扰动探测的方法（PSD， TWE）：对于中速范围的瞬态畸变（无论是同向还是反向），TWE未能提供有用的预警时间（或仅有极短时间，如20转）。在高速范围，TWE对同向瞬态畸变预警时间很短（0.15s），但对反向瞬态畸变则能提供较好的预警（0.3s）。这表明这些方法在面对瞬态变化的流动条件时鲁棒性不足。 * 小波变换统计评估（WCA）：在所有测试案例中，WCA方法都获得了比其他方法更长的预警时间（例如，在反向稳态畸变低速案例中达115转，在同向瞬态畸变中速案例中达90转）。它能够有效解析与“尖峰”相关的短尺度扰动。然而，研究也明确指出，WCA的预警信号有时呈现为“嘈杂的、不平稳的上升”，这使得设定一个普适且可靠的报警阈值（threshholding）变得困难，这是将其应用于实际控制系统的关键挑战。
研究的结论是：瞬态进气畸变虽然由于变化相对缓慢而未对LPC的喘振裕度产生超越稳态畸变的额外不利影响，但它改变了失稳起始的物理本质，特别是影响了中速区间模态波与失速发展的关系。更重要的是，这种改变对基于探测空间扰动的传统早期预警方法构成了挑战，导致其预警时间缩短或失效。而基于小波变换统计评估的方法显示出更优的潜力，能够提供更长的预警时间。因此，尽管面临阈值设定的难题，采用统计小波分析是未来主动失速控制系统的一个有前景的技术方向。该系统可以根据探测到的当前先兆类型（模态波或尖峰），采取不同阶段和策略的探测与作动。
本研究的亮点在于： 1. 研究对象的特殊性：首次系统性地实验研究了模拟高超音速飞机进气道产生的瞬态进气畸变（包含同向/反向旋流）对真实涡扇发动机LPC失稳起始的影响，填补了该领域的研究空白。 2. 方法的新颖性：开发并应用了基于小波变换的统计评估算法（WCA），作为综合不稳定性参数，用于早期预警。该方法超越了简单的小波系数观察，通过统计处理增强了鲁棒性，是针对压气机失稳预警的一种创新性信号处理手段。 3. 系统的对比分析：在洁净进气、稳态畸变和瞬态畸变三种条件下，使用同一试验平台和一套完整的分析工具箱（时域、频域、空间域、时频域）进行对比研究，结论清晰且有说服力。 4. 明确的工程指向性：研究不仅揭示了物理机制（如模态波与畸变相互作用催生尖峰），更重要的是直接评估了多种早期预警方法在真实畸变条件下的实用性，明确指出了TWE等方法在瞬态畸变下的局限性以及WCA方法的潜力与挑战（阈值问题），为后续主动控制系统的传感器选择和算法设计提供了极具价值的直接参考。
研究中的其他有价值内容包括：详细描述了高超音速概念机（HTSM）的推进系统布局和进气畸变的物理来源，使得试验模拟的背景非常清晰；给出了稳态畸变的详细流场图谱（总压亏损和横向速度分布），并与传感器位置对应，帮助理解扰动产生的局部流场条件；对失稳起始位置与畸变流场结构的关联进行了观察和讨论，例如尖峰倾向于在总压亏损区域下游或强横向速度梯度区域产生，这增进了对畸变影响机理的认识。