某型涡喷发动机噪声源的识别与研究

通过对某型涡喷发动机噪声的近场声压级测量获取了对该机噪声源进行定性分析与识别的有用信息。利用细化谱分析得出该机噪声谱上存在轴转频及其3、4阶谐频分量,与同步振动信号分析相比较,可初步推断该发动机很可能存在轴不对中的故障:且由功率谱分析还识别出压气机旋转离散音,为进一步实现声学监测发动机状态提供了一定依据。通过某型涡喷发动机转子结构分析和电-声模拟处理,找出了等效亥姆霍兹共振频率处产生空腔鸣音的原因。     

某型涡喷发动机喷声源的识别与研究

通过对某型涡喷发动机噪声的近场声压级测量获取了对该机噪声源进行定性分析与识别的有用信息，利用细化谱分析得出该机噪声谱上存在轴转频及其3、4阶谐频分量，与同步振动信号分析相比较，可初步推断该发动机很可能存在轴不对中的故障；且由功率谱分析还识别出压气机旋转离散音，为进一步实现声学监测发动机状态提供了一定依据，通过某型涡喷发动机转子结构分析和电-声模拟处理，找出了等效亥姆霍兹共振频率处产生空腔鸣音的原因。     

带柔性静子部件的轴承共腔涡轴发动机碰摩特征

为研究具有轴承共腔结构的涡轴发动机在发生转、静子碰摩时转子-机匣系统动力学特征及机匣振动响应特征,建立了简化的转子-机匣碰摩动力学模型,并通过Runge-Kutta法进行求解。仿真结果表明:当发生转、静子碰摩时,机匣响应频谱中出现转子高倍频及其组合频率成分,高倍频成分幅值随碰摩程度加重而增大。对该型发动机进行台架试车实验,验证了该模型和结论的有效性。并利用不具有该结构的某第二代涡轴发动机试车的碰摩数据,进一步验证了带柔性静子部件的轴承共腔发动机中双转子间存在运动耦合,为涡轴发动机振动监控与故障诊断提供一定的理论依据。      

涡轴发动机性能参数的等效换算

涡轴发动机采用自由涡轮物理转速为常数的调节规律不能保证发动机在工作条件变化时的完全相似,论证了传统相似换算公式在涡轴发动机上存在过大误差.利用某型涡轴发动机数学模型开展仿真研究,提出了涡轴发动机试验性能参数的等效换算方法.在某型发动机上的初步应用表明采用该方法可以有效减小功率和耗油率的换算误差,从而为制定涡轴发动机的试验性能修正标准和出厂验收考核规范奠定了基础.      

基于台架试验的涡轴发动机喘振发生位置规律

为了探究某型涡轴发动机喘振发生位置规律,采集并分析了台架喘振试验时进气道、轴流压气机叶尖、轴流压气机出口和离心压气机出口的压力信号。采用连续小波时频变换对压力信号进行特征提取,以小波系数作为喘振信号特征,阈值为小波系数最大值的10%,结果表明:某型涡轴发动机的轴流压气机总是比离心压气机先发生喘振,喘振在轴向上由进气道向离心压气机传递的同时,在周向上也沿着压气机转子叶片旋转方向传递。对某型号发动机进行实时喘振监测时,监测轴流压气机能比监测离心压气机更早发现喘振,在后续某型涡轴发动机改型设计时,可增加轴流压气机的喘振裕度来提升整机防喘能力。      

涡轴发动机转速信号故障对策研究及试车验证

以某型涡轴发动机为对象, 对转速传感器失效状态下全权限数字电子控制系统(FADEC)采取的控制对策进行研究.确定了某型涡轴发动机的容错控制规律.试验在台架条件下进行, 采用“故障模拟杆”方法, 对发动机容错控制进行研究.试验结果表明, 所采用的故障对策和验证方法实施方便, 容错控制能够有效维持发动机的功率输出.验证试验为双发装机匹配提供了有益的经验, 对其它型式的发动机亦具有参考价值.      

某型发动机智能转速传感器设计

针对某型涡扇发动机使用的磁电式测量元件,设计了智能转速传感器.该智能转速传感器利用DSP计频程序,采用测周法对发动机转速频率进行测量,并通过CAN总线实现转速信号与CPU的连接.     

某型涡轴发动机性能衰减与部件退化评估

为在某型涡轴发动机持久试验中进行性能健康检查,采用多点匹配方法建立了个体发动机性能衰减计算模型,基于非线性气路分析方法对部件性能退化进行了计算,集合已有经验确定性能偏离部件,完成了某型发动机持久试验中不同阶段的性能衰减评估.结果表明,某型发动机性能衰减及部件性能退化成阶段性分布,前期压气机和燃气涡轮性能变化最快,随后处于相对稳定阶段,动力涡轮性能在目前试验时数范围内基本无变化.该方法的验证为涡轴发动机使用过程中的性能健康与评估提供了有益的经验.      

一起航空发动机功率轴转动偏紧故障分析

某涡轴航空发动机在台架试车合格后的冷态检查中,发现盘转功率轴偏紧的异常现象。通过深入检查、试验验证、问题复现和机理分析,找准了故障原因,采取了有效措施,确保了该型涡轴发动机的制造质量。     

发动机推力及拦阻力对起落架载荷的影响分析

以某型舰载飞机为研究对象,建立舰载机拦阻着舰动力学模型,考虑了拦截索拉力、气动力和发动机推力.对模型进行数值求解,分析在拦阻过程中发动机推力及拦阻力对起落架缓冲器轴力的影响.结果表明:在舰载机着舰前0.3s内,发动机推力和拦阻力对起落架缓冲器轴力影响很小;0.3 s后发动机推力会同时增大起落架缓冲器轴力峰值;拦阻力会增大前起落架缓冲器轴力峰值,减小主起落架缓冲器轴力峰值.     

多级轴流压气机噪声源特性分析

某型轴流式压气机高压一级转子叶片出现大幅振动,并且振动频率不是转频的整阶次,即叶片非同步振动。对叶片的激励可能来源于气动和非定常流场,就包含了声场。为了研究叶片出现非同步振动时的压气机声场,在压气机机匣内壁上对压气机噪声进行测量。通过分析得知,噪声信号特征频率的出现与叶片非同步振动同时出现,主要影响因素有压气机转速、结构调节状态等参数。     

某型机环型燃烧室燃烧噪声的测量与谱分析

本文从某环型燃烧室燃烧噪声的近场声压测量和谱分析中得到了该燃烧室燃烧噪声的峰值频率范围，并结合燃烧室燃烧性能和对比国外相关试验与理论计算，分析了进口气流参数和余气系数对燃烧噪声的影响，得出了具有一定参考价值的结果。     

Experimental study of rotor blades vibration and noise in multistage high pressure compressor and their relevance

Rotor blades fault of aeroengine compressor is mostly caused by mechanical and aerodynamic excitation. And the excitation factor of high intensity sound wave to rotor blades should not be ignored. Experimental researches are conducted on a multistage high pressure compressor. When high level vibration occurs on the first stage of rotor blades, the noise spectrum presents typical characteristic for discrete multi-tone in the compressor. The amplitude of blade vibration displacement and the sound pressure level of characteristic frequency noise increases and decreases simultaneously and reaches the maximum value at the same time. This frequency merely occur on a certain speed range and is locked in a specific range which presents no variation with the rotating speed. When high level vibration occurs on the first stage of rotor blades, the noise spectrum presents a sharp peak and the propagation state of the characteristic frequency is a helix structure in the compressor. It can be confirmed that acoustic resonance occurs in the multistage compressor. The acoustic resonance frequency and its side band frequencies are generated by modulation of a rotating noise source at the rotor speed which is the excitation source of the rotor blades vibration.     

压气机内部噪声特征与转子叶片声固耦合机理分析

航空发动机压气机转子叶片故障多由机械激励和气动激励造成，而高强声波对转子叶片的激振因素不容忽视。通过开展某型涡扇发动机压气机内部噪声测试试验，研究压气机转子叶片振动机理及其与噪声信号的对应关系。阐述了压气机内部旋转不稳定性非定常压力波作用机制，提出了基于刚性壁声波导管技术的导出式噪声测量方法，完成了某型涡扇发动机压气机内部噪声信号测试，对噪声信号进行了频谱分析和声传播特性分析。研究结果表明，某型涡扇发动机压气机内部噪声信号频谱呈现高峰值纯音分量1 402 Hz，并且该纯音分量与转子叶片通过频率呈现特定的频率组合关系。该纯音分量的噪声源在压气机内部沿发动机顺航向方向从后向前传播。利用旋转不稳定性理论，将声源频率在不同坐标系下进行转换，当噪声源周向模态数为13时，该纯音分量可调制出与高压一级转子叶片一阶振动频率相对应的激振频率。     

微穿孔板消声器在MA60飞机APU排气管的应用

对MA60飞机APU排气噪声进行了测量,从测量结果可以看出,无论APU作在哪种工作状态,排气噪声均属于宽频噪声,主要是1000Hz以上的高频噪声,而满负载状态下的排气噪声除了高频含量之外,在400～1000Hz范围内也有较强的噪声。为了降低APU的排气噪声并结合APU具体的安装限制,选择了微穿孔板消声器来降低APU的排气噪声。通过试验比较,表明采用微穿孔板消声器降低MA60飞机APU排气噪声的效果是非常理想的。      

零质量射流对开式空腔气动噪声抑制效果分析

高速开式空腔流动,腔内存在较复杂的流场结构,在一定条件下腔内存在较为严重的压力、速度等脉动,诱发强烈噪声,声压级(SPL)甚至可高达170 dB,对腔内的储藏物与空腔自身结构安全构成较大威胁,因此开式空腔噪声抑制方法成为争相研究的热点.为此,对跨、超声速流动条件（马赫数Ma=0.9,1.5）下有、无零质量射流时开式空腔...     

2相多循环脉冲爆震发动机燃烧噪声辐射特性试验研究

对内径为60 mm的2相多循环脉冲爆震发动机燃烧噪声辐射特性,在其测量位置处和一定试验频率范围内进行了试验研究。经研究发现:在一定低频范围内,噪声辐射频谱由气流脉冲的基频(即爆震频率)和谐频组成;脉冲噪声是1个或多个持续时间小于1s的猝发声组成的噪声;距离发动机喷口方向越近,噪声的声压级越强;反之,噪声衰减的速度越快。     

襟翼边缘噪声的端板抑制技术试验研究

在声学风洞中开展试验研究,采用传声器阵列以及远场传声器线阵,结合波束形成、声压级积分、频谱分析等方法,验证了基于襟翼端板的襟翼边缘噪声抑制技术,研究了三种不同外形尺寸的襟翼端板对襟翼边缘噪声的影响.研究表明,襟翼边缘产生的噪声集中在(5~16)kHz频率范围内,针对襟翼边缘噪声的端板在该频率范围内有着显著的降噪效果,且对干净构型下的噪声影响很小,具有较好的工程应用前景.对比不同外形的端板的降噪性能,表明襟翼端板降噪量与襟翼偏角以及端板外形相关;现有的三种端板中,尺寸越大则降噪效果越明显.     

喷流噪声实验研究

由于喷流噪声在航空、动力及化工上的特殊作用,其形成机理及抑制方法的研究,已成为当代环境工程中的一项重要课题。      

基于Mohring声类比的开式转子发动机噪声分析

为了系统地研究非均匀流场中开式转子的噪声特性,运用计算流体动力学(CFD)和计算气动声学(CAA)无限元法相结合的方法,对开式转子的频域噪声做了数值预测。通过采用基于可压缩修正的Spalart-Allmaras湍流模型对非均匀流场中开式转子气动特性进行分析,运用声学无限元方法,引入平均流场并将其插值到声学网格作为背景流场,对转子噪声和噪声传播进行数值模拟,并对特征点做频域分析。由噪声分布云图和远场特征点频谱曲线分析得出:非均匀流场中开式转子发动机的峰值辐射噪声主要集中于低频范围,噪声最大值为142dB,峰值噪声频率为115Hz,随着频率增加,交替出现多个局部峰值声压,噪声衰减速度减小。为下一代开式转子发动机噪声预测提供一种方法。