声波激励是航空发动机转子叶片振动的重要激振源之一,压气机发生声激振时会造成叶片的断裂,严重影响发动机的安全工作,因此,亟需深入探究声激振机理并开展控制方法研究。本文通过转子叶片平面叶栅风洞试验,研究叶片声激振现象的产生机理。在明确机理的基础上,提出利用等离子体合成射流对叶尖泄漏涡进行主动控制,以抑制声激振的强度。首先,复现叶片声激振现象,揭示其产生机理。研制了转子叶片平面叶栅风洞试验模型,通过风洞试验同步测量叶片振动及叶尖区域噪声,并与仿真得到的叶片振动模态对比,确定来流速度为30 m/s,叶片安装角为15°时叶片发生了声激振现象。结合同步采集的叶根应力变化及叶尖区域不同位置噪声频谱,揭示了声激振产生机理。叶片气动噪声具有单峰特征且其频率随来流速度增加而增大,当峰值噪声频率与叶片3阶模态频率（488.3 Hz）接近时,叶片振动模态被激发,发生声激振。接着,从声激振控制需求出发,重点研究叶尖泄漏涡流动特征,为主动流动控制方案设计提供了指导。利用PIV测量了不同叶尖截面流场,厘清了叶尖泄漏涡的产生和发展演化过程。表明叶尖泄漏涡流动结构与Bindon流动模式相似。明确了叶尖泄漏涡发展过程中的重要节点位置为0.25c及0.5c,即为等离子体合成射流主动控制位置。对0.25c、0.5c和0.75c截面泄漏流峰值速度随来流速度变化进行了测量。发现0.75c截面泄漏流的峰值速度随来流速度变化趋势与488.3 Hz峰值噪声声压级变化趋势相似,均先增加后减小,发生声激振时（30m/s）达到最大,体现了声共振状态下的“涡-声”正反馈作用。发生声激振时,0.25c和0.5c截面速度分别为26.7 m/s和40 m/s,为主动控制射流速度参数选择提供了指导。最后,采用等离子体合成射流对叶片声激振进行控制,并阐明其控制机理。相较于朝叶尖端面和叶背喷射的方案,等离子体合成射流在0.5c截面朝叶盆方向倾斜喷射方案控制声激振的效果最佳,在最优放电频率220 Hz激励下,抑制噪声达3.2 dB,减小叶片振动应力达31.6%。其控制机理是利用射流干预叶尖间隙泄漏流的启动,减小了叶片压力面和吸力面的压力梯度,削弱了叶尖泄漏流运动的驱动力,抑制了叶尖泄漏涡的形成和发展,进而降低了泄漏涡的强度。泄漏涡强度降低引起相应的噪声强度降低,“涡-声”正反馈作用减弱,诱发叶片振动的激振力减小,叶片振动强度下降,从而抑制叶片声激振的强度。本文的相关研究成果可为压气机的设计提供参考,为压气机叶片声激振的主动控制提供了一种新方法。