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ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA >

2026 , Vol. 47 >Issue 7: 632676 - 632676

DOI: https://doi.org/10.7527/S1000-6893.2025.32676

Special Topic: Aircraft-Engine Integration Technology

Effect of a drooped intake on performance of compressor

  • Yuhan ZHANG 1 ,
  • Lei FU 2 ,
  • Ruoyang LIU 2 ,
  • Ning MA 2 ,
  • Ming ZHANG , 3 ,
  • Xu DONG 1 ,
  • Zhenyu LI 3 ,
  • Dakun SUN 3 ,
  • Xiaofeng SUN 1, 3
Expand
  • 1. Research Institute of Aero-Engine，Beihang University，Beijing 100083，China
  • 2. Aero Engine Academy of China，Beijing 101304，China
  • 3. School of Energy and Power Engineering，Beihang University，Beijing 100083，China
E-mail：

Received date: 2025-08-13

  Revised date: 2025-09-01

  Accepted date: 2025-09-25

  Online published: 2025-10-09

Fold

Abstract

The steady flow distortion induced by the drooped intakes intensifies with the design trend of shortening the nacelle length. To investigate whether drooped intakes impact compressor performance and noise， this study designed a drooped intake and conducted compressor experiments under static intake conditions. Experimental results demonstrate that for the subject investigated， at a distance of 2.3 times the duct diameters upstream of the fan， the drooped intake exerts negligible influence on fan pressure rise and efficiency characteristics and does not alter its stall inception pattern. The spectral characteristics and mode composition of the exhaust sound field from the drooped intake align with those of standard intakes， while steady flow distortion perturbs rotor-stator interaction noise. Mode analysis reveals that theoretical modes are not fully applicable to the TA29 experiment rig examined herein. Additionally， the asymmetry of the drooped intake enhances or suppresses upstream-propagating noise modes across multiple non-dominant mode orders.

Key words： compressor/fan; intake; intake/engine compatibility; fan noise; acoustic mode

Cite this article

Yuhan ZHANG , Lei FU , Ruoyang LIU , Ning MA , Ming ZHANG , Xu DONG , Zhenyu LI , Dakun SUN , Xiaofeng SUN . Effect of a drooped intake on performance of compressor[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2026 , 47(7) : 632676 -632676 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2025.32676

目前，斜切口短舱进气道已广泛应用于现代大涵道比航空发动机，以降低来流攻角对发动机性能的影响。然而，这一几何构型在优化起飞性能的同时，也引入了显著的非均匀进气条件，即在进气道出口（风扇/压气机进口）形成稳态周向总压畸变。随着发动机推重比与涵道比的不断提升，以及短舱长度的进一步缩短，此类由斜切口诱发的稳态畸变问题将愈发突出，成为影响巡航段性能与稳定性的关键因素［1-2］。
为揭示该问题的根源，已有大量研究聚焦于进气道几何参数与畸变流场的关联。斜切口进气道的核心设计参数（如下垂角和斜切角）对进气道内流动分离、二次流结构及最终的出口畸变图谱具有决定性影响［3］。例如，Peters等［4］指出，短舱长度缩短会加剧进气道内壁面的流动加速，其与转子前缘高马赫数区的相互作用是制约短进气道设计的关键机制。
这种由几何构型决定的稳态畸变会对下游风扇/压气机的气动性能产生深刻影响，畸变流场不仅直接改变风扇进口的攻角分布，还会通过进气道-转子之间的复杂干涉诱发额外的动态响应［5-6］。此外，畸变流场同样会显著改变风扇的噪声产生与传播模态。Bu等［7］指出，短舱轴向长度缩短使风扇噪声逐渐成为飞机主要噪声源，其控制难度也同步增加。实验研究显示，斜切口短舱进气道内的声场呈现显著周向非均匀分布［8］。Doherty和Namgoong［9］指出，微弱的稳态畸变也会显著改变噪声源机制，诱发声压级周向差异。数值研究进一步证实，稳态畸变会影响声传播的周向模态组成与能量衰减［10-11］。为识别与解析此类声学模态，多种先进测量技术被应用于风扇实验研究［12-14］。均匀进气条件下，TA36单级压气机平台转子-畸变干涉效应对噪声产生具有重要影响，传统转静干涉理论已难以全面描述该噪声机制［15-16］。因此，深入研究畸变影响下压气机的气动和噪声特性，是评估进气道与压气机耦合特征的前提。
北京航空航天大学流体与声学工程实验室设计了一种适用于地面压气机测试的斜切口进气道，并对其产生的畸变流场开展了实验研究，揭示了下垂角与斜切角对稳态畸变的作用机制及该畸变在管道内的衰减规律，获得了该进气道的静压畸变图谱，如图1 ［17］所示，其中，Cp 为压力系数，SL（Scarfed Intake Based on Length）进气道为斜切口进气道，STD（Standard）进气道为标准进气道。
图 1 气动交界面截面静压畸变图谱［17］

Fig.1 Contours of static pressure distortion at aerodynamic interface plane section［17］

综上所述，尽管现有研究已分别揭示了斜切口进气道的几何影响、气动影响及声学影响，但多数研究受限于数值模拟或单一物理场的测量。在真实几何与工作条件下，将畸变流场与气动性能及声学模态响应进行系统性关联的实验研究仍显不足。为此，本文基于北京航空航天大学流体与声学工程实验室的TA29单级低速风扇实验台［18］，在前期畸变流场测量工作［17］的基础上，旨在通过实验系统研究畸变对风扇气动性能及噪声模态特性的综合影响，重点探究畸变对风扇噪声模态分布的影响机制，以期为短舱进气道-风扇的一体化低噪声设计提供数据支持与理论参考。

1 研究方法

1.1 低速压气机实验台参数

TA29单级低速风扇实验台结构示意图及测点位置如图2所示。该风扇实验台采用悬臂支撑结构，垂直安装时其底部与地面的距离为3倍直径，以消除影响风扇进排气的地面效应。空气经双扭线型喇叭口进气道进入外径为0.3 m的管道，尾部环状节流阀由步进电机控制，通过调节出口面积精确调控流量。风扇转子为可拆卸叶片式设计，转子间隙为0.4 mm左右；喇叭口进气道独立可拆卸，可换装专为其设计的斜切口进气道。其余结构及气动参数见表1。
图 2 TA29实验台示意图

Fig.2 Schematic diagram of TA29 experiment rig

表1 低速压气机TA29几何及气动设计参数

Table 1 Geometric and aerodynamic design parameters of low-speed compressor TA29

类别 参数 数值
静子 转子
几何参数 叶片数 23 27
流道外径/mm 300 300
展弦比 1.2 1.4
轮毂比 0.61 0.61
叶尖间隙/mm 0.40
转静间隙/mm 30~35
气动设计参数 设计流量/（kg·s-1） 2.90
设计转速/（r·min-1） 5 800
功率/kW 9.568 7
设计效率 0.864
设计压升 1.031
转子叶中速度/（m·s-1） 72.88

1.2 测量装置以及研究参数

实验台进气道后及出口节流装置前均布置了总压探针和静压测点，用于实时测量通过风扇的质量流量G。B、C平面总压探针和静压探针布置情况如图2（c）和图2（d）所示，其中Ⅱ为总压 p *测点，Ⅲ为静压 p s测点。噪声测量时将B测量平面的探针取下，以避免探针对噪声测量的影响。通过两平面的探针，可得到单级风扇的进出口总压 p 1 * 、 p 2 *和静压 p 1 、 p 2。对于该低速单级风扇实验台，采用静压升系数 ψ来表征其压升特性。静压升系数 ψ以及流量系数 φ的定义为
ψ = p 2 - p 1 * 0.5 ρ U m 2
φ = V x U m = q v U m A 0
式中： U m为转子中间半径处切向速度； ρ为空气密度； V x为气流轴向进气速度； A 0为进气道面积； q v为流过压气机的体积流量。
风扇效率 η表示为
η = q v p 2 * - p 1 * ω τ
式中： ω为压气机转速； τ为扭矩。
A测量平面位于转子上游642 mm截面处，沿周向等距布置18支G.R.A.S 46BD麦克风组成周向传声器阵列，用于测量不同进气道的声学特性。从管道入口方向观察的传声器阵列中各传声器位置及编号如图2（b）所示。
S P L为声压级，定义为
S P L = 20 l g p p e
式中： p为测量点压力； p e 为参 考压 力 , p e = 2 × 10 - 5   Pa。
如图2（a）中Ⅳ测点所示，距转子前缘0.25倍轴向弦长位置处的机匣壁面沿周向均匀安装有8支Kulite XT-190 压力传感器。参考文献［19-20］对失速先兆波动态特性的分析方法，利用动态压力传感器采集失速过程中叶尖前缘压力信号，并对其进行空间傅里叶变换。

1.3 斜切口进气道设计

地面压气机实验台唇口通常采用双扭线构型。基于TA29的基准唇口构型，采用双扭线方程进行设计：
x 2 + y 2 2 = 2 α 2 x y
式中： x和 y为设计平面直角坐标系下的坐标； α为曲线至原点的最大距离，决定双扭线尺寸，无量纲。在TA29的原始设计中 α取值为210。
下垂角与斜切角是影响进气道性能的关键因素，在设计此进气道时应着重考虑其周向斜切角的实现，TA29进气道基准设计如图3所示。原型进气道为轴对称构型，将该设计剖面绕轴线旋转即可实现标准进气道（STD进气道）的构建。
图 3 TA29双扭线型基准进气道设计

Fig.3 Baseline intake design of TA29 with lemniscate profile

SL进气道方位角的布置情况如图4（a）所示；斜切口进气道的斜切角示意如图4（b）所示，斜切角即直管段横截面与双扭线末端截面形成的夹角；设计得到的斜切角如图4（c）所示。相较于原始设计，具有斜切角的进气道未采用额外挡板、畸变网格或其他改变总压的措施，故几乎不存在总压损失，仅在气动交界面（Aerodynamic Interface Plane，AIP）处存在稳态静压畸变。通过将进气道直管段长度与周向方位角相关联，即改变不同周向方位角位置进气道的轴向长度，可以使进气道的前端平面呈线性变化，进而实现指定角度的斜切角。
图 4 SL斜切口进气道的设计

Fig.4 Design of drooped intake SL

沿方位角改变直管段长度，利用3D打印制作的SL进气道如图5所示，其斜切角为45°，安装好的进气道出口距离转子前缘687 mm。
图 5 SL斜切口进气道

Fig.5 Drooped intake SL

2 结果与讨论

2.1 实验测量的不确定度

为评估实验数据的准确性，开展了不确定度分析。压气机实验中，进口总压 P t , i n l e t、静压 P s , i n l e t与流量系数 φ有关，而出口静压 P s , o u t l e t、进口总压 P t , i n l e t与静压升系数 ψ密切相关。因此，压力测量不确定度评估可反映特性测量的不确定度。参考已有研究［21］，采用统计方法进行误差分析，将测量误差分为精度限P和偏差限B两类。
对于偏差限B，以实验数据均值的95%置信区间来量化：
B = Δ B 2 + δ B 2
式中： Δ B 为均值与真实值的差； δ B 为其标准差。
共开展200组重复实验，采样率为10 000 Hz，单次测量时长为0.2 s，以算术均值作为单次测量结果。对于未知分布且数据量有限的样本，可采用Bootstrap重采样的方法进行统计量估计［22］。根据测量结果，重采样获得频率分布直方图（图6），得到其均值的95%置信区间为 - 0.477   2 ± 0.014   5（图6窄带），系统误差限 B = 0.477   4。
图 6 重采样后的压力测量误差

Fig.6 Errors of pressure measurement after resampling

实验过程中，在设计点状态下多次测量稳态特性，利用Bootstrap对标准差的95%置信区间进行估计，计算得到精度限P：
P = δ P 2 + ( δ P * ) 2
式中： δ P 为Bootstrap重采样估计得到的标准差； δ P *为其95%置信区间大小。
据此可得到压力测量的不确定度 u p：
u p = B 2 + P 2
利用误差累积，计算压升特性的不确定度：
u f = ∑ i = 1 n ∂ f ∂ x i u x i 2
式中：n为系数的变量数量；f为系数与其变量的关系函数； x i为系数的变量； u x i为该变量的不确定度。
实验测量不确定度分析结果见表2，经推导得到的流量系数 φ和静压升系数 ψ的不确定度相对较低，可认为实验结果可信。
表2 实验测量不确定度

Table 2 Uncertainties of experimental measurements

参数 数值
流量系数不确定度 u φ 0.001 44
流量系数参考值 φ r e f 0.467
流量系数相对误差 u φ φ r e f/% 0.309
静压升系数不确定度 u ψ 0.003 42
静压升系数参考值 ψ r e f 0.46
静压升系数相对误差 u ψ ψ r e f/% 0.744

2.2 稳态特性

为确保实验数据的有效性及准确性，首先在TA29实验台上使用标准进气道进行重复性实验。由于B测量平面的探针会影响噪声测量，在噪声测量时需将该平面探针取下，利用C平面探针进行流量监测。利用进口处探针（STD-in）和出口处探针（STD-out）两种流量测量方式，分别进行3次重复性实验，所得的静压升系数及效率特性如图7所示，结果展现了较好的重复性。
图 7 不同测量方式下TA29实验台的压升特性及效率特性

Fig.7 Pressure rise and efficiency characteristics of TA29 experiment rig with different measurement methods

按图2的安装方式，进气道与转子的距离为2.3倍管径。安装不同的进气道后，风扇的压升特性和效率特性如图8所示。结果显示，斜切口进气道对低速风扇实验台的稳态性能（包括失速裕度、效率）影响较小。这说明，在距离转子2.3倍管径范围外，进气道出口处的稳态畸变已沿管道降低至较低水平。因此，当该均匀化后的流动最终到达风扇转子平面时，稳态畸变强度不足以显著改变转子的压升和效率特性，其影响得以充分耗散。
图 8 不同进气道下TA29实验台的压升特性及效率特性

Fig.8 Pressure rise and efficiency characteristics of TA29 experiment rig with different intakes

将动态压力信号经过5~500 Hz带通滤波，两种进气道失速前后16转内叶尖前缘动态压力信号的演化过程如图9所示，图中f s为转子轴频率。结果显示，两种进气道下实验台均由突尖型失速起始模式进入失速，压缩系统并未达到其增压能力的峰值。失速先兆波出现时，在STD进气道后的风扇叶片通道内失速先兆波以87.7%的转子轴频率传播，而在SL进气道后的风扇叶片通道内失速先兆波以87.2%的转子轴频率传播，偏差为0.57%，可认为SL进气道对失速先兆波的影响较小。
图 9 两种进气道失速过程动态压力信号的演化

Fig.9 Evolution of dynamic pressure signal of stall process under two kinds of intakes

图8和图9的分析结果表明，2.3倍管径距离可以充分耗散进气道带来的畸变，使其对风扇的稳态压升、效率特性以及失速起始模式均不产生显著影响。

2.3 声学特性

2.3.1 频谱特性

为控制变量，实验均在实验台设计点状态下进行。STD与SL两种进气道在压气机入口截面的平均声压频谱如图10所示，可以看到，该压气机的主要声源为离散噪声，其声压明显高于附近的宽频噪声。在整个频率范围内，最显著的声压级峰值出现在各阶BPF（Blade Passing Frequency）处。在1阶BPF（2.233 kHz）处，STD与SL进气道的声压级分别为约116.6 dB与117.2 dB，差异不显著，说明两种进气道结构对1阶转静干涉产生的主频噪声影响相对较小，SL进气道的斜切口结构并未明显改变测量截面的轴对称声模态能量分布。
图 10 平均声压频谱

Fig.10 Averaged sound pressure spectra

在2BPF（约4.466 kHz附近）处，两种进气道的声压级均低于其1BPF和3BPF频率下的声压级，其原因可由2.3.2节中可传播模态分析得到解释。
从3BPF到6BPF，声压级总体呈逐渐下降的趋势，且两种进气道内离散噪声及宽频噪声的平均声压级相差均不超过1 dB。此处平均声压级通过声强（式（10））平均反算得到，这一定程度上反映了该测量截面的声能量。综上，在该测量截面内，斜切口进气道并未对噪声产生明显衰减。
I = p 2 ρ c
式中： p为压力； ρ为密度； c为当地声速。
将图10中低于2.0 kHz的部分放大后可以看到，STD与SL对应的两条曲线在0.5~1.0 kHz范围内重合度较高，而其余频段差异明显。STD进气道在大部分宽频区域噪声更高，而SL进气道在1倍及11倍轴频处离散噪声更高。这表明，进气道稳态畸变对低频流动结构相关噪声的影响较BPF噪声更为显著，SL进气道斜切口结构可能在低频段激发或抑制了部分声能。
为进一步研究这种非轴对称结构的影响，还需要对比不同周向位置的噪声。不对噪声来源进行深入分析，仅针对两种进气道的噪声分布特征进行对比。
以进口正左方为0°，选取位于80°（Mic.5）、180°（Mic.10）、280°（Mic.15）的麦克风进行分析，不同周向位置的声压频谱如图11所示。可以看到，进气道内噪声分布与周向位置有关，在不同位置处进气道的影响也不同。在1BPF下，两种进气道在各位置的声压级相近，最大差值约1.5 dB。在2BPF处，Mic.5位置出现了2.4 dB的声压级差；在3BPF处，Mic.5位置声压级差为2.7 dB，大于另外两个位置；在4BPF下，Mic.5和Mic.15位置的声压级差分别为3.1、5.8 dB；在5BPF下，Mic.10和Mic.15位置的声压级差分别为2.6、2.5 dB。在6BPF下，Mic.5和Mic.15位置的声压级差分别为3.6、4.5 dB。从畸变的角度而言，各麦克风所在位置的畸变程度从大到小依次为Mic.15、Mic.5、Mic.10，这表明进气道稳态畸变与管道内风扇前传噪声存在明显关联。
图 11 3个不同周向位置的声压频谱

Fig.11 Sound pressure spectra of three different circumferential positions

不同位置的频谱特性结果表明：对于2.0 kHz以上频段，在距离转子2.3倍管径外两种进气道宽频噪声差异不显著；在2.0 kHz以下，斜切口进气道明显改变了低频噪声的能量分布，使其与均匀进气道存在明显差别。1BPF处两种进气道噪声的声压级差异均不超过1.5 dB。在不同周向位置，不同进气道对不同频率下的噪声影响不同，在畸变越大的区域，声压级差异越显著。综上，斜切口进气道产生的畸变几乎不影响2.3倍管径外转子向前传播的声能量，但由于AIP截面畸变的存在，管道内噪声的分布形式改变。

2.3.2 模态特性

根据Tyler和Sofrin的转静干涉理论计算出的周向声模态阶数［23］见表3，表中k为任一整数，m为特定的n和k计算得到的占优模态，B为转子叶片数，V为静子叶片数， f m n c为截止频率，Ω cut-off为基于谐波数和截止频率计算出的截止转速。当压气机实际转速高于截止转速时，对应的声模态从截止声模态转变为可传声模态。
表3 管道周向模态分析

Table 3 In-duct circumferential mode analysis

BPF k m=nB+kV f m n c / H z Ω c u t - o f f /（r·min-1）
1 -1 -4 1 918.3 5 004
2 -1 19 7 641.5 9 967
-2 -8 3 480.3 4 540
3 -2 15 6 140.1 5 339
-3 -12 5 006.8 4 354
4 -3 11 4 627.2 3 018
-4 -16 6 516.3 4 250
5 -4 7 3 094.5 1 615
6 -5 3 1 515.6 659
从1BPF到6BPF的声学模态分布情况如图12所示，分别给出了STD与SL进气道的模态幅值。在1BPF模态图中，主模态为 m = - 4，两种进气道的声压级相近且均占优。其余各阶模态下声压级也较为相近，这说明在最主要的转静干涉频率下，声场仍呈现出高度对称性，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，表明声场受到某种干扰后，能量从主导模态向其他模态扩散。
图 12 两种进气道噪声在1~6阶BPF下的模态幅值

Fig.12 Mode amplitude of noise at 1-6 order BPF in two intakes

在2BPF模态下，理论预测的主导模态为 m = - 8，而实际的占优模态为 m = 8，理论结果和实际结果不相符，表明管内存在影响噪声的其他机制。 m = 19（混叠于 m = 1）模态的截止转速高于所有工作转速，因而该模态保持截止，这也是2BPF声压级低于3BPF声压级的原因之一。此外， m = 0和 m = - 7模态存在明显区别，说明SL结构对该模态结构产生影响，进而导致不同周向位置声压级存在差异。
3BPF模态中，SL与STD进气道在 m = - 3模态占优，但在 m = 6模态并不占优。多数模态中STD进气道模态幅值高于SL进气道，且主导模态也呈现出扩散特征。
4BPF模态中， m = 11（混叠于 m = - 7）和 m = - 16（混叠于 m = 2）模态均未占优。STD进气道在 m = - 5， 1， 9模态阶数上幅值均高于SL进气道，表明周向声压级不均匀主要源于模态被畸变改变。
5BPF与6BPF中模态分布更加复杂。 m = 7（5BPF）和 m = 3（6BPF）均未占优，而非占优模态的幅值差异也更加明显。该现象进一步说明，高频段下SL进气道对声场结构的影响更为明显。
图12与表3的差异表明，即使进气道构型未变，管内前传噪声的模态分布仍与理论预测存在偏差。
表4汇总了基于Tyler-Sofrin转静干涉理论预测的模态阶数（括号里为实际混叠模态）以及实验观测的声压级数据。结果显示，两种进气道在各阶BPF理论预测模态下的幅值差距不超过2.2 dB。1BPF下，SL进气道的幅值比STD进气道高0.1 dB；在3BPF下，SL进气道 m = 15模态幅值比STD进气道低0.8 dB， m = - 12模态幅值比STD进气道高0.6 dB，偏差较小，说明进气道构型对占优模态的影响并不明显。对于2、4、5、6阶模态，理论预测模态并非实际占优模态，除5BPF外，其余各阶幅值差异较前阶更大。
表4 转静干涉理论预测的声模态下的声压级

Table 4 Sound pressure level at theoretically predicted acoustic modes of rotor-stator interaction

BPF m=nB+kV S T D / d B S L / d B
1 -4 118.7 118.8
2 19（1） 截止 截止
-8 96.1 97.3
3 15（-3） 113.8 113.0
-12（-6） 96.4 97.0
4 11（-7） 98.7 97.0
-16（2） 95.4 94.9
5 7 83.2 83.5
6 3 81.9 79.7
结合图12与表4可知，理论预测模态并不能充分反映TA29实验台的噪声特点，实验数据与Tyler-Sofrin理论一致性较差。随着BPF阶次提升，尤其是3BPF及以上阶次，SL进气道与STD进气道在非占优模态上的差异愈发显著。Smith等［24］指出，当以抑制其他BPF噪声源为目标进行风扇设计时，风扇与斜切口进气道产生的畸变可能成为BPF频段的主导噪声，畸变幅值及其空间谐波含量是决定噪声振幅及随转子叶尖速度变化特性的关键因素。Prinn等［10］研究表明，斜切口进气道产生的畸变会使CMD（Circumferential Mode Detection）截面声场丧失周期性，主要表现为：畸变引发的势流场梯度变化导致声波局部相速度改变、声波传播路径发生偏折；畸变使能量从主导模态向相邻方位角模态转移，形成宽频模态耦合；模态能量从离散谱峰转为连续谱分布。由于Tyler-Sofrin模型基于理想轴对称、均匀流动假设，适用于结构对称、扰动周期性强的系统。然而，TA29实验台噪声受到多种因素干扰，声模态传播路径和激发机制发生改变，表现为多阶非主导模态增强及模态能量转移。因此，仅依据理论进行模态分析具有局限性，模型预测不完全适用于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。

3 结 论

设计了一种斜切口进气道，通过对比分析斜切口进气道和标准轴对称进气道下风扇的稳态特性和声学特性，得到了以下结论。
1） 在2.3倍管径距离下，进气道带来的畸变会被耗散，使其几乎不影响风扇的压升及效率特性，也不会改变风扇实验台的失速起始模式。
2） 两种进气道出口声场的频谱特性与模态分布规律相似，非轴对称进气畸变对转静干涉噪声存在干扰。对于2 000 Hz以下频段，两种进气道宽频噪声存在明显区别；BPF处的噪声受进气道周向位置及阶次影响，SL进气道产生的畸变对高阶BPF噪声影响更大，在畸变越大的区域，影响越明显。
3） 模态分析表明，Tyler-Sofrin理论模型对TA29实验台的预测存在偏差，该偏差可能来自多方面。SL进气道结构的不对称性一定程度上改变了前传至进气道的噪声模态，使其在更多非主导模态上被激发或削弱。
4） 实验环境对声学测量影响显著，后续需加强声学处理以支撑更深入的噪声源识别。同时，斜切口进气道对风扇性能的影响主要体现为非稳态机制。因此，对于未来复杂进气系统，更应在设计阶段引入非轴对称进气道压气机一体化设计，结合实验数据对非定常特征进行捕捉与分析。

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