圖  " ")錄取壓氣機穩定工作裕度用的噴嘴噴水燃燒室裝置和供水系統筒圖 %—過濾器； —節流流量計； —水量細調開關； (—由電動機帶動的泵； *—電動水量詳調開關； ’—單向活門； +—噴水集流環； —空氣減壓器； ,—電動氣壓活門； %&—截止開關； %%—噴水用的噴嘴； %—燃燒室火焰筒
-./0 1（ -.234）56 "（-.234）4式中，（-.234）56 ———帶有工藝導向器的共同工作線上的空氣流量，此導向器是供噴水試驗專用的。向燃燒室短時間超量供油是在試驗以前，在發動機燃油系統上裝一排供油調節裝置，
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通過它時要測量燃油流量。在轉速不變時，通過急劇超量供油能在短時間內提高渦輪前燃氣溫度。在試車中，應用連續增加燃油量以使發動機不穩定工作。穩定工作裕度也可用喘振和穩定工作時的總壓之比或相應供油量之比來表示：
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四、研究發動機噪聲的設備及其試驗
,-發動機噪聲源
（,）軸流壓氣機和風扇的噪聲
軸流壓氣機產生的噪聲源是白噪聲，不連續音噪聲及復合音噪聲。
當氣流通過葉柵時，葉片尾跡紊流產生各種尺寸的渦流，渦流改變氣流經過葉片的流程，成為不規則的流程，在葉片表面上產生壓力變化。此外，由于機匣的附面層造成進口氣流紊流，使葉片攻角產生變化，因而造成壓力變化，這兩者會產生白噪聲。
在氣流流出葉片時，由于尾跡的影響，尾跡處氣流流動方向與葉柵通道間氣流不一致，使下一葉柵攻角有變化，這種變化是以葉片通道頻率（轉速 .動葉數目）有規則的波形重復產生不連續音。當軸向間隙增大時，此效果削弱。此外，由于尾跡的影響，尾跡外氣流速度值與葉柵通道流速也不同。這種低速氣流也使葉片表面有壓力變化，由于尾跡間隔均勻，這種變化也是周期性的，亦產生不連續音。
風扇在進口導流葉片后面，由導流葉片造成的不連續噪聲，要比動葉產生的白噪聲大 ,/ 0 ,123。有進口導流葉片的風扇噪聲級比沒有導流葉片的要大 ,/23左右，多級噪聲比單級大。
當軸流壓氣機工作葉片葉尖處氣流相對速度超過聲速時，將產生激波；激波傳播到上游，形成復合音噪聲。
壓氣機的設計參數會影。向壓氣機發出的噪聲。增大葉尖速度使噪聲下降；增大《使噪聲增加。試驗表明，為減少噪聲，靜葉數 &動葉數的比值應該大，但受到結構限制，一般希望靜葉數為動葉數的兩倍。增大靜葉與動葉的軸向間隙，會使聲功率下降；當軸向間隙增大一倍時，噪聲級可減少 4 0 523。
使靜葉偏斜，減少粘性尾跡，互相抵消某些相位可以減少噪聲；采用聲墊，使進氣道處氣流速度達到聲速也可消音。
（4）排氣噪聲當噴氣流排到大氣中時，由于極高速的氣流粒子和周圍的低速氣流粒子紊流摻混，使大氣的穩定狀態受到破壞而發生巨大擾動，這就產生了強大的噪聲。
在發動機噴口出口有一位勢核心區，在核心區內流速相等，等于噴口出口流速，核心區長度粗略估計為 6-1倍噴口直徑。核心區外為紊流摻混區，摻混區長度約等于 ,/倍噴口直徑。其后為充分發展的紊流區。核心區為噪聲高頻區，沿排氣軸線則頻率逐漸降低。排氣的聲功率與排氣速度成 7次方關系，而且噴氣噪聲主要是由離噴口 5倍直徑的距離內的噴氣段所產生的。
減少排氣噪聲可采用減少噪聲能量、控制能量的指向性、吸收能量等方法。采用多噴 •,/58•
 
口、花瓣形噴口及波紋形噴口分裂氣流，摻混成所需排氣流場以控制噪聲頻譜，聲源位置。氣流分裂是使位勢核心所發射的噪聲頻率提高到可聽頻率（"""）之外。大涵道比風扇發動機排氣速度低，因而噪聲較低。采用帶引射器花瓣形消音噴口能顯著降低噪聲。在引射器內裝消音襯墊降低噪聲效果顯著。
%&發動機噪聲的監測和允許的噪聲水平標準機場噪聲給人們帶來不良的生理和心理影響，降低機場及其鄰近區域內的噪聲已成為發展民用航空的重要問題之一。因此，各國都制訂了飛機噪聲水平的限制標準。通常情況下，在起飛，爬高和著陸時飛機產生的噪聲最大。因此，要在這些飛行狀態下于下述的監測點上進行噪聲水平的檢查：
起飛時，該點是在與跑道平行的軸線上，此線在迎風方向離跑道軸線 "& ’()*（噪聲水平達到最大值的點上）。為此，要在飛機起飛點的側面，沿飛機飛行航向 ("" + ("*距離處在不少于三個點上安裝傳聲器；
"爬高時，該點是在沿飛行方向順著跑道軸線離起飛滑跑點 ’& ()*的位置上監測； 降落時，該點是順著相反于飛行方向的跑道軸上離跑道著陸端 %& ")*監測。 &研究發動機噪聲設備和研究內容航空發動機的噪聲研究是在露天試驗臺上進行的。試驗臺應遠離房屋、結構物和無關
的噪聲源。操縱臺位于距離發動機 ," -,(*的地下一定深度處或在離試驗臺 %" -"*的地面上，發動機固定在距離地面 ,&. -%&%*的高度上，以便排除地面對排氣流和進氣道的影響。在試驗臺周圍 ""*距離內，應裝設人工或天然的表面覆蓋層，用來消除發動機工作時出現塵霧，而這些塵霧會使介質的音質失真，因此要在與發動機軸線成不同角度的一定距離上安裝傳聲器，高度為 ,& %*，并使其面對研究對象。
試驗是在遠聲場（離發動機的距離為 (" -""*）和近聲場（直接靠近發動機或在進氣道內部）中進行。在遠聲處，發動機的尺寸不影響方向特征和聲壓水平。
（,）遠聲場研究內容 所感受的噪聲水平和聲壓水平的方向特征；確定所感受的噪聲水平的音量和方向。 "在 ,/第 .音階頻率帶（(" -,""""范圍內）的噪聲水平。 在最大發射方向上的噪聲衰減。
（%）近聲場研究 在 ,/第 .音階頻率帶中的聲壓水平和噪聲的方向特性。 "最大的噪聲水平。為了獲得各種結構措施對噪聲水平影響的數據資料，發動機應在主要工作狀況下進行
下述試驗：帶或不帶壓氣機進氣導向器；進氣道表面涂有吸音涂料；噴管中裝消音器；渦扇發動機不同的涵道比等。
　
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