一种航空发动机中声衬降噪性能测试装置及其方法与流程

1.本技术属于航空发动机中声衬降噪性能测试技术领域，具体涉及一种航空发动机中声衬降噪性能测试装置及其方法。


背景技术：

2.航空发动机中利用声衬进行降噪，多会在风扇前、风扇后以及短舱内设置声衬，当前，多是在消声室内以整机或部件级试验，验证声衬的降噪性能，试验周期长、成本高，耗时、费力，难以有效构建声衬结构参数与相应降噪性能的数据库，不能够为声衬的设计提供数据库支持。
3.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
4.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供一种航空发动机中声衬降噪性能测试装置及其方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
6.本技术的技术方案是：
7.一方面提供一种航空发动机中声衬降噪性能测试装置，包括高马赫气源段、前常规消声器段、中间膨胀消声器段、后常规消声器段、上游噪声测量段、试验安装段、下游噪声测量段、排气段、光板对比件、声衬试样；
8.其中，
9.高马赫气源段，内置风扇；
10.上游噪声测量段，其上设置两个噪声源、两个上游噪声监测器；
11.试验安装段，其上设置多个流速测量器，以及开设有试验安装口；
12.下游噪声测量段，其上设置两个下游噪声监测器；
13.声衬试样呈板状；
14.所述航空发动机中声衬降噪性能测试装置，具有：
15.顺流降噪性能对比测试状态，高马赫气源段、前常规消声器段、中间膨胀消声器段、后常规消声器段、上游噪声测量段、试验安装段、下游噪声测量段、排气段依次对接；上游噪声监测器相较于噪声源靠近试验安装段；光板对比件连接在试验安装段上，封堵在试验安装口中；
16.顺流降噪性能测试状态，高马赫气源段、前常规消声器段、中间膨胀消声器段、后常规消声器段、上游噪声测量段、试验安装段、下游噪声测量段、排气段依次对接；上游噪声监测器相较于噪声源靠近试验安装段；声衬试样连接在试验安装段上，封堵在试验安装口中；
17.逆流降噪性能对比测试状态，高马赫气源段、前常规消声器段、中间膨胀消声器段、后常规消声器段、下游噪声测量段、试验安装段、上游噪声测量段、排气段依次对接；上游噪声监测器相较于噪声源靠近试验安装段；光板对比件连接在试验安装段上，封堵在试验安装口中；
18.逆流降噪性能测试状态，高马赫气源段、前常规消声器段、中间膨胀消声器段、后常规消声器段、下游噪声测量段、试验安装段、上游噪声测量段、排气段依次对接；上游噪声监测器相较于噪声源靠近试验安装段；光板对比件连接在声衬试样上，封堵在试验安装口中。
19.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置中，高马赫气源段、前常规消声器段、中间膨胀消声器段、后常规消声器段、上游噪声测量段、试验安装段、下游噪声测量段、排气段的横截面呈矩形；
20.各个流速测量器与试验安装口位于试验安装段相对的侧壁上；
21.两个噪声源、两个上游噪声监测器位于上游噪声测量段上对应于试验安装口所在方向侧壁及其相对方向侧壁上；
22.两个下游噪声监测器位于下游噪声测量段上对应于试验安装口所在方向侧壁及其相对方向侧壁上。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置中，高马赫气源段、前常规消声器段、中间膨胀消声器段、后常规消声器段、上游噪声测量段、试验安装段、下游噪声测量段、排气段间的对接，具体是以环形连接边利用螺栓连接。
24.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置中，光板对比件连接在试验安装段上，封堵在试验安装口中，具体是以环形连接边利用螺栓连接在试验安装段上，以凸出部位伸入到试验安装口中，封堵试验安装口。
25.根据本技术的至少一个实施例，上述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置中，还包括：
26.壳体，两端开口，内壁具有两个定位孔；声衬试样在壳体一端内设置；
27.两个夹块，在两个定位孔处设置；
28.两个旋扭，螺纹连接在壳体上，顶紧两个夹块，自两端夹紧声衬试样；
29.盖板，以螺钉连接在壳体另一端，封堵壳体该端；
30.声衬试样连接在试验安装段上，封堵在试验安装口中，具体是壳体通过环形连接边利用螺栓连接在试验安装段上，设置声衬试样的一端伸入到试验安装口中，封堵试验安装口。
31.另一方面提供一种航空发动机中声衬降噪性能测试方法，包括：
32.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于顺流降噪性能对比测试状态，利用上游噪声监测器、下游噪声监测器的测量数据，计算得到顺流无声衬时的降噪数据；
33.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于顺流降噪性能测试状态，利用上游噪声监测器、下游噪声监测器的测量数据，计算得到顺流有声衬时的降噪数据；
34.以顺流无声衬时的降噪数据、顺流有声衬时的降噪数据，计算得到声衬的顺流降噪性能；
35.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于逆流降噪性能对比测试状态，利用
壳体；17-夹块；18-旋扭；19-盖板。
52.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
53.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
54.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
55.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
56.航空发动机中声衬降噪测试，主要包括两步，首先是测试无声衬时的降噪数据，其次是测量有声衬时的降噪数据，计算两次降噪数据之差即可得到声衬的降噪性能，与声衬降噪性能相关的结构参数主要包括穿孔率、孔径、蜂窝厚度以及单双自由度等。
57.航空发动机中对声衬降噪性能的影响因素主要包括噪声频率、噪声的声压级、气流速度、气流方向，按照气流方向声衬的降噪性能可分为“顺流降噪性能”、“逆流降噪性能”，其中，顺流降噪性能是对短舱声衬、风扇后声衬降噪性能而言，即是噪声传播方向与气流方向相同条件下，声衬的降噪性能；逆流降噪性能是对风扇前声衬降噪性能而言，即噪声传播方向与气流方向相反条件下，声衬的降噪性能。
58.根据上述说明，下面结合附图1至图7对本技术做进一步详细说明。
59.一方面提供一种航空发动机中声衬降噪性能测试装置，包括高马赫气源段1、前常规消声器段2、中间膨胀消声器段3、后常规消声器段4、上游噪声测量段5、试验安装段6、下游噪声测量段7、排气段8、光板对比件9、声衬试样10；
60.其中，
61.高马赫气源段1，内置风扇11；
62.上游噪声测量段5，其上设置两个噪声源12、两个上游噪声监测器13；
63.试验安装段6，其上设置多个流速测量器14，以及开设有试验安装口；
64.下游噪声测量段7，其上设置两个下游噪声监测器15；
65.声衬试样10呈板状；
66.所述航空发动机中声衬降噪性能测试装置，具有：
67.顺流降噪性能对比测试状态，如图1所示，高马赫气源段1、前常规消声器段2、中间膨胀消声器段3、后常规消声器段4、上游噪声测量段5、试验安装段6、下游噪声测量段7、排气段8依次对接；上游噪声监测器13相较于噪声源12靠近试验安装段6；光板对比件9连接在试验安装段6上，封堵在试验安装口中；
68.顺流降噪性能测试状态，如图2所示，高马赫气源段1、前常规消声器段2、中间膨胀消声器段3、后常规消声器段4、上游噪声测量段5、试验安装段6、下游噪声测量段7、排气段8依次对接；上游噪声监测器13相较于噪声源12靠近试验安装段6；声衬试样10连接在试验安装段6上，封堵在试验安装口中；顺流降噪性能测试状态相较于顺流降噪性能对比测试状态，仅是将光板对比件9替换为声衬试样10；
69.逆流降噪性能对比测试状态，如图3所示，高马赫气源段1、前常规消声器段2、中间膨胀消声器段3、后常规消声器段4、下游噪声测量段7、试验安装段6、上游噪声测量段5、排气段8依次对接；上游噪声监测器13相较于噪声源12靠近试验安装段6；光板对比件9连接在试验安装段6上，封堵在试验安装口中；逆流降噪性能对比测试状态相较于顺流降噪性能对比测试状态，仅是变换下游噪声测量段7、上游噪声测量段5的位置；
70.逆流降噪性能测试状态，如图4所示，高马赫气源段1、前常规消声器段2、中间膨胀消声器段3、后常规消声器段4、下游噪声测量段7、试验安装段6、上游噪声测量段5、排气段8依次对接；上游噪声监测器13相较于噪声源12靠近试验安装段6；光板对比件9连接在声衬试样10上，封堵在试验安装口中；逆流降噪性能测试状态相较于顺流降噪性能测试状态，仅是变换下游噪声测量段7、上游噪声测量段5的位置。
71.上述实施例公开的航空发动机中声衬降噪性能测试装置，进行声衬降噪性能测试，可参照以下步骤进行：
72.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于顺流降噪性能对比测试状态，利用上游噪声监测器13、下游噪声监测器15的测量数据，计算得到顺流无声衬时的降噪数据，该处的降噪数据是指传递损失，为声波在管道中传播，未采取消声措施情况下，声波在传播过程中所产生的衰减量；
73.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于顺流降噪性能测试状态，利用上游噪声监测器13、下游噪声监测器15的测量数据，计算得到顺流有声衬时的降噪数据，该处的降噪数据是指插入损失，为声波在管道中传播，加入消声措施后，声波在传播过程中所产生的衰减量；
74.以顺流无声衬时的降噪数据、顺流有声衬时的降噪数据，计算得到声衬的顺流降噪性能；
75.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于逆流降噪性能对比测试状态，利用上游噪声监测器13、下游噪声监测器15的测量数据，计算得到逆流无声衬时的降噪数据；
76.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于逆流降噪性能测试状态，利用上游噪声监测器13、下游噪声监测器15的测量数据，计算得到逆流有声衬时的降噪数据；
77.以逆流无声衬时的降噪数据、逆流有声衬时的降噪数据，计算得到声衬的逆流降噪性能；
78.前常规消声器段2、中间膨胀消声器段3、后常规消声器段4中配置相应的消声器，声衬降噪性能测试过程中，三者之间通过耦合作用可对高马赫气源段1产生的气流进行有效消声，使气流仅成为噪声源12产生噪声的载体，保证试验的准确性。
79.对于上述实施例公开的航空发动机中声衬降噪性能测试装置，领域内技术人员可以理解的是，其设计通过对各个模块段连接顺序的调整，以及对光板对比件9、声衬试样10的换装，具有顺流降噪性能对比测试状态、顺流降噪性能测试状态、逆流降噪性能对比测试状态、逆流降噪性能测试状态，以此实现对声衬顺流降噪性能、逆流降噪性能的测量，且可进一步通过两个噪声源12调节噪声的频率、声压级，以及通过风扇11调节气流速度等影响因素，计算得到声衬相应的顺流降噪性能、逆流降噪性能，并可通过更换不同结构参数的声衬试样10，计算得到相应声衬的顺流降噪性能、逆流降噪性能，进而能够高效的构建声衬结构参数与相应降噪性能的数据库，为声衬的设计提供数据库支持。
80.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置中，高马赫气源段1、前常规消声器段2、中间膨胀消声器段3、后常规消声器段4、上游噪声测量段5、试验安装段6、下游噪声测量段7、排气段8的横截面呈矩形；
81.各个流速测量器14与试验安装口位于试验安装段6相对的侧壁上；
82.两个噪声源12、两个上游噪声监测器13位于上游噪声测量段5上对应于试验安装口所在方向侧壁及其相对方向侧壁上；
83.两个下游噪声监测器15位于下游噪声测量段7上对应于试验安装口所在方向侧壁及其相对方向侧壁上。
84.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置中，高马赫气源段1、前常规消声器段2、中间膨胀消声器段3、后常规消声器段4、上游噪声测量段5、试验安装段6、下游噪声测量段7、排气段8间内部具有相同的径向尺寸，且两端设计为标准接口，以便于对连接顺序进行调整，其间对接，具体可以是以环形连接边利用螺栓连接，并以止口进行定位。
85.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置中，光板对比件9连接在试验安装段6上，封堵在试验安装口中，具体是以环形连接边利用螺栓连接在试验安装段6上，以凸出部位伸入到试验安装口中，封堵试验安装口。
86.在一些可选的实施例中，上述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置中，还包括：
87.壳体16，两端开口，内壁具有两个定位孔；声衬试样10在壳体16一端内设置；
88.两个夹块17，在两个定位孔处设置；
89.两个旋扭18，螺纹连接在壳体16上，顶紧两个夹块17，自两端夹紧声衬试样10；
90.盖板19，以螺钉连接在壳体16另一端，封堵壳体16该端；
91.声衬试样10连接在试验安装段6上，封堵在试验安装口中，具体是壳体16通过环形连接边利用螺栓连接在试验安装段6上，设置声衬试样10的一端伸入到试验安装口中，封堵试验安装口，如图5所示。
92.对于上述实施例公开的航空发动机中声衬降噪性能测试装置，领域内技术人员可以理解的是，其设计声衬试样10利用两个旋扭18利用两个夹块17固定在壳体16一端，不会对声衬试样10造成损伤，且为不同厚度的声衬试样10留有安装裕量，可便于对声衬试样10进行更换，且设计盖板19利用螺钉连接在壳体16另一端，封堵壳体16，并设计壳体16通过环形连接边利用螺栓连接在试验安装段6上，设置声衬试样10的一端伸入到试验安装口中，封堵试验安装口，可还原声衬在航空发动机中的工作环境，保证测量结果的准确性。
93.另一方面提供一种航空发动机中声衬降噪性能测试方法，包括：
94.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于顺流降噪性能对比测试状态，利用上游噪声监测器13、下游噪声监测器15的测量数据，计算得到顺流无声衬时的降噪数据；
95.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于顺流降噪性能测试状态，利用上游噪声监测器13、下游噪声监测器15的测量数据，计算得到顺流有声衬时的降噪数据；
96.以顺流无声衬时的降噪数据、顺流有声衬时的降噪数据，计算得到声衬的顺流降噪性能；
97.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于逆流降噪性能对比测试状态，利用上游噪声监测器13、下游噪声监测器15的测量数据，计算得到逆流无声衬时的降噪数据；
98.设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于逆流降噪性能测试状态，利用上游噪声监测器13、下游噪声监测器15的测量数据，计算得到逆流有声衬时的降噪数据；
99.以逆流无声衬时的降噪数据、逆流有声衬时的降噪数据，计算得到声衬的逆流降噪性能；
100.通过两个噪声源12，调节噪声的频率、声压级，计算得到声衬相应的顺流降噪性能、逆流降噪性能；
101.通过风扇11，调节气流速度，计算得到声衬相应的顺流降噪性能、逆流降噪性能；
102.更换不同结构参数的声衬试样10，计算得到相应声衬的顺流降噪性能、逆流降噪性能。
103.上述实施例公开的航空发动机中声衬降噪性能测试方法，基于上述实施例公开的航空发动机中声衬降噪性能测试装置实施，描述的较为简单，具体相关之处可参见航空发动机中声衬降噪性能测试装置部分的相关说明，其技术效果也可参考航空发动机中声衬降噪性能测试装置相关部分的技术效果，在此不再赘述。
104.在一个具体的实施例中，对不同结构参数的声衬式样s1～s6进行0.3马赫气流流速顺流降噪性能对比测试：
105.首先，进行0.3马赫气流流速下，顺流无声衬时的降噪数据测量，得到顺流无声衬时的降噪数据p ws1、p ws2、p ws3、p ws4、p ws5、p ws6；
106.其次，进行0.3马赫气流流速下，顺流有声衬时的降噪数据测量，得到顺流有声衬时的降噪数据p s1、p s2、p s3、p s4、p s5、p s6。
107.以p s1-p ws1计算得到声衬式样s1的顺流降噪性能，
……
，以p s6-p ws6计算得到声衬式样s6的顺流降噪性能，声衬式样s1～s6的在0.3ma下频域降噪性能对比如图7所示。
108.在另一个具体的实施例中，对声衬式样s2进行0.3、0.4、0.5、0.6、0.7、0.8马赫气流流速下，顺流降噪性能对比测试：
109.首先，进行0.3～0.8马赫气流流速下，顺流无声衬时的降噪数据测量，得到顺流无声衬时的降噪数据p wm1、p wm2、p wm3、pwm4、p wm5、p wm6；
110.其次，进行0.3～0.8马赫气流流速下，顺流有声衬时的降噪数据测量，得到顺流有声衬时的降噪数据p m1、p m2、p m3、p m4、p m5、p m6。
111.以p m1
‑ꢀ
p wm1计算得到声衬式样s2在0.3马赫气流流速下的顺流降噪性能，
……ꢀ
，以p m6
‑ꢀ
p wm6计算得到声衬式样s2在0.8马赫气流流速下的顺流降噪性能，声衬式样s2在0.3～0.8ma频域降噪性能对比，如图7所示。
112.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
113.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种航空发动机中声衬降噪性能测试装置，其特征在于，包括高马赫气源段(1)、前常规消声器段(2)、中间膨胀消声器段(3)、后常规消声器段(4)、上游噪声测量段(5)、试验安装段(6)、下游噪声测量段(7)、排气段(8)、光板对比件(9)、声衬试样(10)；其中，高马赫气源段(1)，内置风扇(11)；上游噪声测量段(5)，其上设置两个噪声源(12)、两个上游噪声监测器(13)；试验安装段(6)，其上设置多个流速测量器(14)，以及开设有试验安装口；下游噪声测量段(7)，其上设置两个下游噪声监测器(15)；声衬试样(10)呈板状；所述航空发动机中声衬降噪性能测试装置，具有：顺流降噪性能对比测试状态，高马赫气源段(1)、前常规消声器段(2)、中间膨胀消声器段(3)、后常规消声器段(4)、上游噪声测量段(5)、试验安装段(6)、下游噪声测量段(7)、排气段(8)依次对接；上游噪声监测器(13)相较于噪声源(12)靠近试验安装段(6)；光板对比件(9)连接在试验安装段(6)上，封堵在试验安装口中；顺流降噪性能测试状态，高马赫气源段(1)、前常规消声器段(2)、中间膨胀消声器段(3)、后常规消声器段(4)、上游噪声测量段(5)、试验安装段(6)、下游噪声测量段(7)、排气段(8)依次对接；上游噪声监测器(13)相较于噪声源(12)靠近试验安装段(6)；声衬试样(10)连接在试验安装段(6)上，封堵在试验安装口中；逆流降噪性能对比测试状态，高马赫气源段(1)、前常规消声器段(2)、中间膨胀消声器段(3)、后常规消声器段(4)、下游噪声测量段(7)、试验安装段(6)、上游噪声测量段(5)、排气段(8)依次对接；上游噪声监测器(13)相较于噪声源(12)靠近试验安装段(6)；光板对比件(9)连接在试验安装段(6)上，封堵在试验安装口中；逆流降噪性能测试状态，高马赫气源段(1)、前常规消声器段(2)、中间膨胀消声器段(3)、后常规消声器段(4)、下游噪声测量段(7)、试验安装段(6)、上游噪声测量段(5)、排气段(8)依次对接；上游噪声监测器(13)相较于噪声源(12)靠近试验安装段(6)；光板对比件(9)连接在声衬试样(10)上，封堵在试验安装口中。2.根据权利要求1所述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置，其特征在于，高马赫气源段(1)、前常规消声器段(2)、中间膨胀消声器段(3)、后常规消声器段(4)、上游噪声测量段(5)、试验安装段(6)、下游噪声测量段(7)、排气段(8)的横截面呈矩形；各个流速测量器(14)与试验安装口位于试验安装段(6)相对的侧壁上；两个噪声源(12)、两个上游噪声监测器(13)位于上游噪声测量段(5)上对应于试验安装口所在方向侧壁及其相对方向侧壁上；两个下游噪声监测器(15)位于下游噪声测量段(7)上对应于试验安装口所在方向侧壁及其相对方向侧壁上。3.根据权利要求1所述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置，其特征在于，高马赫气源段(1)、前常规消声器段(2)、中间膨胀消声器段(3)、后常规消声器段(4)、上游噪声测量段(5)、试验安装段(6)、下游噪声测量段(7)、排气段(8)间的对接，具体是以环形连接边利用螺栓连接。4.根据权利要求1所述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置，其特征在于，
光板对比件(9)连接在试验安装段(6)上，封堵在试验安装口中，具体是以环形连接边利用螺栓连接在试验安装段(6)上，以凸出部位伸入到试验安装口中，封堵试验安装口。5.根据权利要求1所述的根据权利要求1所述的航空发动机中声衬降噪性能测试装置，其特征在于，还包括：壳体(16)，两端开口，内壁具有两个定位孔；声衬试样(10)在壳体(16)一端内设置；两个夹块(17)，在两个定位孔处设置；两个旋扭(18)，螺纹连接在壳体(16)上，顶紧两个夹块(17)，自两端夹紧声衬试样(10)；盖板(19)，以螺钉连接在壳体(16)另一端，封堵壳体(16)该端；声衬试样(10)连接在试验安装段(6)上，封堵在试验安装口中，具体是壳体(16)通过环形连接边利用螺栓连接在试验安装段(6)上，设置声衬试样(10)的一端伸入到试验安装口中，封堵试验安装口。6.一种航空发动机中声衬降噪性能测试方法，其特征在于，包括：设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于顺流降噪性能对比测试状态，利用上游噪声监测器(13)、下游噪声监测器(15)的测量数据，计算得到顺流无声衬时的降噪数据；设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于顺流降噪性能测试状态，利用上游噪声监测器(13)、下游噪声监测器(15)的测量数据，计算得到顺流有声衬时的降噪数据；以顺流无声衬时的降噪数据、顺流有声衬时的降噪数据，计算得到声衬的顺流降噪性能；设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于逆流降噪性能对比测试状态，利用上游噪声监测器(13)、下游噪声监测器(15)的测量数据，计算得到逆流无声衬时的降噪数据；设置航空发动机中声衬降噪性能测试装置处于逆流降噪性能测试状态，利用上游噪声监测器(13)、下游噪声监测器(15)的测量数据，计算得到逆流有声衬时的降噪数据；以逆流无声衬时的降噪数据、逆流有声衬时的降噪数据，计算得到声衬的逆流降噪性能；通过两个噪声源(12)，调节噪声的频率、声压级，计算得到声衬相应的顺流降噪性能、逆流降噪性能；通过风扇(11)，调节气流速度，计算得到声衬相应的顺流降噪性能、逆流降噪性能；更换不同结构参数的声衬试样(10)，计算得到相应声衬的顺流降噪性能、逆流降噪性能。

技术总结
本申请属于航空发动机中声衬降噪性能测试技术领域，具体涉及一种航空发动机中声衬降噪性能测试装置及其方法，设计通过对各个模块段连接顺序的调整，以及对光板对比件、声衬试样的换装，具有顺流降噪性能对比测试状态、顺流降噪性能测试状态、逆流降噪性能对比测试状态、逆流降噪性能测试状态，以此实现对声衬顺流降噪性能、逆流降噪性能的测量，且可进一步通过两个噪声源调节噪声的频率、声压级，以及通过风扇调节气流速度等影响因素，计算得到声衬相应的顺流降噪性能、逆流降噪性能，并可通过更换不同结构参数的声衬试样，计算得到相应声衬的顺流降噪性能、逆流降噪性能，进而能够高效的构建声衬结构参数与相应降噪性能的数据库。据库。据库。


技术研发人员：侯鹏 郑文涛 王安妮 印雪梅
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：2023.04.07
技术公布日：2023/7/4