双螺旋浆干涉降噪试验研究

目的研究在机体两侧螺旋桨声波干涉状态下,机体假件表面的降噪效果。方法通过模拟双螺旋浆在机体两侧的分布结构,以壳体结构模拟机身壁板,两侧对称布置电机驱动的螺旋桨旋转台,搭建双桨干涉试验平台,控制螺旋桨运行状态,测量机身表面声压级分布,得到螺旋桨旋转平面内机身外表面的声压级分布规律。通过对比单桨运行状态与双桨干涉状态测点的声压级,验证双桨干涉对机体的降噪效果。结果双桨干涉具有明显的降噪效果,尤其是机体45°方向测点降噪效果最明显。与单桨运行状态相比,双桨对消状态下,最大降噪量为1.84 dB,靠近螺旋桨旋转中心测点(0°测点)声压级降低1.58 dB,机体最上方测点(90°)噪声略有上升,声压级增加0.29dB。结论双桨同时运行状态下,降低了机体表面一定区域的声压级,且对其余区域声压级增加较小,通过控制双桨运行状态能达到降噪的目的。     

旋转叶片-机匣碰摩分析方法与试验技术研究

目的较为深入地认识高速旋转转静子之间碰摩故障及碰摩机理。方法采用冲击动力学分析方法,建立考虑机匣柔性的转子-盘片-机匣碰摩有限元模型,对旋转叶片-机匣碰摩的动力学行为、局部细节特征以及转静子的振动响应进行研究,并将仿真分析结果与碰摩物理试验结果进行对比分析。结果发现其吻合性较好,证明了该仿真分析模型和仿真分析方法能够很好地描述旋转叶片-机匣之间碰摩动力学行为,以及该物理试验的有效性。在此基础上,对影响碰摩响应的不同参数进行深入研究,发现转静子之间间隙、相对运动速度和刚度比对于碰摩响应均有较大影响,得出了一些有效解释和预测碰摩故障现象的原理和规律。结论其研究方法和研究成果可以为旋转机械碰摩故障的诊断和预测提供一定的参考。     

航空发动机声衬降噪与散射试验研究

目的研究声衬的吸声效果和声模态散射现象。方法针对飞机短舱进气道声衬开展噪声试验。以缩比尺度进气道试验台为基础,单级轴流风扇为噪声源,通过10倍进气道直径的远场测点,获取固壁条件和声衬作用下的管道声模态和远场指向性,分析不同转速下各远场测点在声衬作用下的吸声效果。结果在三种不同转速工况下,得到前三阶叶片通过频率下声衬上游、下游的管道声模态分布、远场频谱和指向性分布,并以此得出声衬在不同转速、不同噪声频率、不同流速下的降噪效果。在2973 r/min转速下,(1,0)声模态的声功率级降低达24.3dB。(±3,0)模态处,声衬靠近声源一侧的声功率反而升高。结论声衬在设计频率和模态处,吸声效果最明显。随着模态阶数的升高,声衬的降噪能力有所提升。偏离设计频率时,高阶声模态在阻抗交界面发生散射。     

基于混合FE-SEA方法的加筋板宽频隔声预计

目的预测有限尺寸加筋平板结构宽频范围内的隔声特性,指导飞行器结构声学设计。方法基于混合FE-SEA方法,对单向加筋平板结构开展宽频隔声预计。同时,在标准声学试验室对其进行隔声测试,并将FE-SEA法预计结果与测试结果、SEA方法计算结果进行对比分析。结果与SEA法相比,混合FE-SEA方法在50 Hz~10 kHz频带内的预计结果与试验结果更为吻合,其更适用于宽频隔声预计;在400 Hz~10 kHz的中高频段内,FE-SEA方法预计结果与试验结果基本相同;在50 Hz~400 Hz的低频段内,FE-SEA方法预计结果略高于试验结果,且随频率降低,偏差会逐渐增大。结论进行加筋板结构声学设计时,为了获得精确的宽频隔声预计结果,可首先选用FE-SEA方法。FE-SEA方法预计结果在中高频段可直接使用,在低频段仅能作为参考,使用时应当进行修正。     

短舱进气道复合材料声衬声学特性试验研究

目的应用旋转声模态发生试验系统测试无缝复材声衬试验件的传递损失声学特性。方法根据短舱进气道声衬实际应用环境,采用整体环状成型工艺和无缝拼接技术,针对性地设计研制出复合材料制成的环形无缝进气道声衬。利用风扇旋转声模态发生试验系统开展基于旋转径向传声器阵列的管内声模态测试识别方法研究,并发展相应的模态测试装置。结果设计的无缝复材声衬在目标工况下降噪效果良好。结论基于旋转径向传声器阵列可同时识别径向和周向声模态,并显著减小所用传声器总数。     

涡轮叶片高温振动特性试验技术研究

目的获取涡轮叶片实际工作温度下的模态特性、探索高温模态试验技术。方法通过虚拟试验与物理试验相结合的方式进行叶片的高温振动特性试验,首先应用基于ABAQUS的有限元分析方法,进行叶片的虚拟热试验,得到叶片的温度分布后对其模态特性进行求解。搭建叶片高温振动特性试验系统,采用辐射加热的方式对叶片施加热载荷,同时采用高频电磁振动台激振叶片,利用激光测振设备来测试叶片的速度分布从而获取叶片的振动特性参数。结果最终对比两种试验结果,虚拟试验结果与物理试验存在一定的误差,但在允差范围内。结论所述的试验方法可以为叶片振动特性测试提供科学依据,并对叶片的疲劳试验研究具有良好的参考价值。     

基于扫描式激光多普勒测振仪的叶片工作变形研究

目的保证叶片结构的完整性。方法采用结构工作变形分析理论,借助扫描式激光多普勒测振仪多点、非接触、高精度测量的优点,搭建了一套发动机叶片工作变形分析试验系统。通过振动台对叶片施加快速正弦扫频的基础激励,用测振仪测量叶片表面55个测点的速度响应,然后用工作变形分析方法得到该叶片的前6阶固有频率和振型,用模态置信准则评估上述6阶振型之间的相关性。结果该叶片振型由低阶到高阶依次是一阶弯曲、两种不同节线的一阶扭转、二阶弯曲、二阶扭转、弯扭耦合,不同阶次振型的MAC值都小于或等于0.2。结论不同模态振型之间的相关性很低,证明了工作变形分析结果的正确性。     

考虑机翼柔性影响的发动机安装系统隔振设计研究

目的研究综合考虑安装系统的隔振效率、振型解耦、机翼柔性等因素影响的涡桨发动机安装系统隔振设计方法。方法首先对二自由度系统的动力学特性进行理论推导,得出机翼柔性在安装系统隔振分析中的重要性。进一步将弹性中心理论应用于发动机安装系统设计中,获得双平面五点式安装系统主要设计变量的优选参数。为分析柔性机翼对该设计过程的影响,利用有限元和多体动力学方法建立安装系统的刚柔混合计算模型,并进行分析。结果机翼阻尼对高频共振响应影响较大,垂向刚度比大于2时,安装系统取得较好的减振效果。结论综合考虑机翼柔性及振动解耦等因素的发动机安装系统隔振设计方法可以为航空发动机安装系统的工程设计提供参考。