[發明專利]一種航空發動機壓氣機內部噪聲測試方法

有效

• 申請號: 201911190596.5
• 申請日: 2019-11-28
• 公開（公告）號: CN112857815B
• 公開（公告）日: 2022-09-02
• 發明（設計）人: 宗愛學;王丹;李春波;趙鑫妍
• 申請（專利權）人: 中國航發沈陽黎明航空發動機有限責任公司
• 主分類號: G01M15/14
• 分類號: G01M15/14;G01M15/02;G01H17/00
• 代理公司: 沈陽優普達知識產權代理事務所(特殊普通合伙) 21234
• 代理人: 任凱

本發明屬于航空發動機性能測試領域，具體涉及一種航空發動機壓氣機內部噪聲測試方法。本發明的技術方案如下：一種航空發動機壓氣機內部噪聲測試方法，將測點位置確定為航空發動機高壓機匣上的孔探儀孔，將發動機內部噪聲信號通過轉接裝置導出，所述轉接裝置再連接噪聲測量系統，實現發動機壓氣機內部噪聲的準確測量。本發明能夠準確測量航空發動機壓氣機內部噪聲。

技術領域

本發明屬于航空發動機性能測試領域，具體涉及一種航空發動機壓氣機內部噪聲測試方法。

背景技術

目前國內在航空發動機噪聲測試方面，主要集中在航空發動機外部噪聲測試，通過噪聲測量系統，能夠較好的實現發動機外部的噪聲(噴流噪聲、BPF噪聲等)測試要求。航空發動機壓氣機內部屬于高溫、高壓、高流速的復雜環境，在不影響發動機性能的條件下開展壓氣機內部噪聲測試非常的困難。針對航空發動機壓氣機內部噪聲，初步研究表明，部分特定頻率聲波具備截止特性，不會傳播到發動機外部，因此急需開展針對航空發動機壓氣機內部噪聲的測試方法研究。

發明內容

本發明提供一種航空發動機壓氣機內部噪聲測試方法，能夠準確測量航空發動機壓氣機內部噪聲。

本發明的技術方案如下：

一種航空發動機壓氣機內部噪聲測試方法，將測點位置確定為航空發動機高壓機匣上的孔探儀孔，將發動機內部噪聲信號通過轉接裝置導出，所述轉接裝置再連接噪聲測量系統，實現發動機壓氣機內部噪聲的準確測量。

進一步地，所述的航空發動機壓氣機內部噪聲測試方法，其中所述轉接裝置包括連接管、測試系統連接頭、機匣連接頭、密封墊圈和固定螺母，測試系統連接頭及機匣連接頭分別固定設置在所述連接管的兩端，所述密封墊圈設置在所述連接管與所述固定螺母之間，所述固定螺母與發動機外涵機匣孔探儀安裝座進行連接。

進一步地，所述的航空發動機壓氣機內部噪聲測試方法，其中所述機匣連接頭與高壓機匣孔探儀安裝座連接在一起，所述機匣連接頭前端與高壓機匣內表面齊平，不能突出高壓機匣內表面；所述測試系統連接頭與噪聲測量系統通過螺紋進行連接；所述機匣連接頭、連接管和測試系統連接頭形成的管道內表面平滑干凈，并需進行密封性測試，要求用煤油或防銹液作密封試驗,壓力0.5～1MPa保持5～10min,不允許滲漏；所述密封墊圈選用耐高溫、具有彈性的非金屬材料，在200℃～300℃范圍能具備良好的耐溫性能，不可發生過熱變形現象。

進一步地，所述的航空發動機壓氣機內部噪聲測試方法，其中測試發動機壓氣機局部噪聲信號測試排布1～2個測點；測試整個壓氣機內部噪聲環境沿壓氣機軸向排布4～6個測點。

進一步地，所述的航空發動機壓氣機內部噪聲測試方法，測試過程包括如下步驟：

1)全轉速條件下的壓氣機內部噪聲數據測試，整個試車過程需包含暖機、上推(N2轉速：MC～100％)和下拉(N2：100％～MC)三個階段，其中暖機5-8min，該過程中可不采集噪聲信號；在上推和下拉階段，設置發動機狀態點數量6～8個，每個狀態點停留時間1-3min；

2)特定轉速范圍內的壓氣機內部噪聲數據測試，試車過程需包含暖機、上推(N2轉速：N2_min～N2_max～100％)和下拉(N2：100％～N2_max～N2_min)三個階段，其中暖機5-8min，該過程中可不采集噪聲信號；在上推和下拉階段，N2轉速每間隔100～200轉設置一發動機狀態點，每個狀態點停留時間1-2min；

3)為保證測試數據數據穩定、準確，整個測試試驗需重復測試1-2次，且發動機重復試車需間隔30min-60min。

本發明的有益效果為：本發明的測試方法能夠準確測量航空發動機壓氣機內部噪聲。

附圖說明

圖1為噪聲測試狀態示意圖；