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本发明公开了一种气动噪声试验的进气系统，属于气动噪声试验技术领域。包含进气口、塔体、矩阵式消声器及进气导流系统；进气口包含结构框架、过滤装置及监控系统，过滤装置安装在结构框架上，监控系统布置在过滤装置内部，用于检查所述过滤装置的完好性；矩阵式消声器安装在进气口与塔体连接处；塔体上设置有气流出口，进气导流系统设置在塔体内部，进气导流系统用于将经进气口流入的气流导流至气流出口。本发明采用多层复合型进气整流结构，利用低反射导流片和噪声抑制综合处理手段完全满足消声室对开放式大流量进气系统所要求的低噪、低反射等要求，为工程级风扇试验器进气条件的前提下，提供低湍流的清洁空气。
本发明公开了一种检测蜂窝结构损坏程度的方法。所述检测蜂窝结构损坏程度的方法包括如下步骤：步骤1：得到待测蜂窝结构的频响以及待测蜂窝结构的损坏位置；步骤2：对待测蜂窝结构的损坏位置进行有限元建模，该有限元模型称为待测有限元模型；步骤3：得到待测有限元模型中的损坏位置及其周侧在该厚度下的频响；步骤4：重复对待测有限元模型中的损坏位置及其周侧进行厚度修正并进行激励，从而找到频响与进行试验的待测蜂窝结构的损坏位置处的频响一致时的待测有限元模型中的损坏位置及其周侧的厚度；得到该损坏位置的损坏程度。本发明的检测蜂窝结构损坏程度的方法通过仿真分析，能够对实际蜂窝结构是否发生损伤以及腐蚀损伤程度给出指导意见。
本发明公开了一种高频声学性能检定系统及方法，属于声学性能检定领域。高频声源系统设置在消声室的外部，高频声源系统通过声波导管向消声室内传递声波，当高频声源所辐射声场具有良好的均匀性时，可不采用声波导管，而直接将高频声源系统设置在消声室内，测试支架前端安装传声器及数据采集装置，测试支架在所述控制系统控制下，能够沿拉线钢丝在尖劈样件和声波导管之间移动并获取声源与尖劈样件之间的噪声数据；对采取的噪声数据进行平均处理、转换、分析获得待检测1/3倍频带的噪声数据并进行超声频段空气衰减计算；对获得的待检测1/3倍频带的噪声数据进行修正；绘制声场分布衰减曲线，并与理论计算结果对比。本发明提高了检定效率、测试精度。
本发明提供一种燃气轮机离线清洗方法，包括如下步骤，确保涡轮出口温度不高于66℃、压气机进口温度高于10℃，压气机进口导叶为全开状态；安装燃气轮机离线清洗装置，连接燃气轮机排污口与污水槽，连接清洗车与喷射环，同时确保喷嘴通畅；配制清洗液加热至40～50℃；驱动燃气轮机并将其带转至清洗转速，清洗车喷射清洗液清洗燃气轮机；将清洗车洗净排空，加入蒸馏水并加热至40～50℃温度，驱动燃气轮机并将其带转至清洗转速，喷射蒸馏水漂洗燃气轮机；检查清洗、漂洗效果；燃气轮机冷运转确保吹干积水。本发明所提供的方法，能够实现整个离线清洗过程操作安全可靠、简单方便，并通过清洗液和蒸馏水交叉清洗、漂洗的方式，达到全面清洗的目的。
本发明公开了一种用于发动机进口旋转整流帽罩的热气防冰方法。所述用于发动机进口旋转整流帽罩的热气防冰方法包括：步骤1：使热气分为两部分，一部分热气经由篦齿、增压级转子出口流出，另一部分热气通过引气管进入集气腔，进入集气腔的热气称为防冰热气；步骤2：集气腔连接帽罩及风扇，使集气腔与帽罩和风扇一同旋转，从而使集气腔内的防冰热气能够进入帽罩；步骤3：使帽罩的内壁、外壁之间呈一夹角，使热气通道由前往后形成渐缩通道；使防冰热气经风扇叶片根部的出气孔流出，进入发动机主通道。该方法主解决了现有技术效率低的问题，由压气机引热气对帽罩整体以强制对流换热方式进行加热防护，提升帽罩表面温度，解决了该问题。
本发明提供一种加力燃烧室喷嘴布局方法，流场模拟得到若干等距的轴向坐标为常数的截面；计算每一截面气流中的氧气密流值；将每一截面转换为矩形截面，并继承原有密流特性；计算每一截面的每一径向节点与初始边界形成的矩形区域中的密流通量占总密流通量的百分比GK；根据设计规范，确定径向所需的喷嘴数量n和隔离冷却气流的径向结构位置处GK值GKa；将GK值按0～GKa的范围等分为2n份，求出每份分界点的GK值所对应的径向坐标；将每个截面等分出的相同GK值所对应的径向位置相连，得到氧气密流流线；挑选间隔的氧气密流流线与喷杆中心线的交点确定喷嘴位置。本发明所提供的方法，可使燃油和参与燃烧的氧气精细匹配，均匀预混，有利于提高加力燃烧效率。
本发明提供一种加力燃烧室总余气系数设计方法，首先根据加力燃烧室进口的来流参数以及火焰稳定器槽宽定义加力稳定性参数S；接着绘制稳定性参数S与加力燃烧室总余气系数α关系曲线；最后根据飞行包线内的各个状态点的高度H和马赫数M，确定各个状态点的稳定性参数S，将稳定性参数S数值相同点相连得到等S线，进而确定各个状态点选取的加力燃烧室总余气系数α。本发明所提供的设计方法，采用加力稳定性参数S来修正加力燃烧室总余气系数α，相比现有技术方案中采用发动机进口总温T1来修正加力燃烧室总余气系数α，更加准确，更能充分发挥发动机的潜力，也更能降低燃烧不稳定的风险。
本发明提供一种航空发动机高增压比风扇试验件的轴承腔封严系统，包括中介机匣(1)、轴承机匣(2)、转动轴(3)，中介机匣(1)通过轴承机匣(2)与转动轴(3)配合安装，在中介机匣(1)与轴承机匣(2)之间设置两条供气通道，第一供气通道(11)一端用于从第一外部气源引气另一端穿出轴承机匣(2)与前封严腔(7)相通，第二供气通道(12)一端用于从第二外部气源引气另一端穿出轴承机匣(2)与后封严腔(8)相通，在中介机匣(1)上还设置有排气通道(10)以及控制排气通道(10)开口大小的节流装置，同时在转动轴(3)上设置封严装置，以实现轴承腔(4)的封严。本发明所提供的封严系统，保证试验件在高压比情况下不漏油。