机匣及整机振动问题历来是航空发动机设计过程中关注的重点问题。安装节作为发动机与飞机连接的“桥梁”以及发动机的终端约束边界条件，对航空发动机整机动力学具有较大的影响。振动载荷以能量波的形式在机匣上传递，并在机匣安装节附近诱导出不同量级的能量涡流场，影响振动能量传递的方向，使得振动能量沿着不同的路径传递到机匣的各个部分，引起不同程度的振动。为了通过控制安装节诱导的振动能量涡流场来降低机匣及整机振动，建立了航空发动机转子-支承-机匣-安装节耦合模型（图 1），通过开发的航空发动机整机振动能量流求解仿真系统（图 2），分析了主、辅安装节轴向位置改变对机匣振动能量传递特性的影响，并提出了减小机匣振动的措施。最后，在频域中验证了这些措施对于机匣振动抑制的有效性。 

　　结构声强法（Structural Intensity Method, SIM）将弹性结构中任意一点的力和速度相结合来表征振动结构中的能量流。结构声强场是一个矢量场，该场中任意一点的大小和方向能够预测并量化该处振动能量传递的大小和方向。因此，通过矢量场可视化手段，结构声强法可以用来描述结构中振动能量的主要传递路径以及分布特性和存在于振动结构中的振动能量涡流场。 

　　图 3为机匣不同结构声强组分的平均值随安装节轴向位置改变的变化趋势。对比图3（a）和图3（b）中可以看出，主安装节在机匣上靠近转子支承框架时，机匣的振动能量大幅度降低；辅助安装节安装在没有支承框架安装的机匣时，机匣的振动能量大幅度降低。因此，为了降低机匣上的振动能量，应将主安装节安装在靠近安装支承框架的机匣附近，而将辅助安装节安装在没有安装支承框架的机匣上。为了验证该减振措施的有效性，将主、辅安装节的轴向安装位置进行了调换。主安装节安装在轴向位置为0.2 m的机匣上，靠近机匣与支承框架1的连接处；辅助安装节安装在没有安装支承框架的燃烧室机匣中部。图 4和图 5为安装节位置调整前后机匣结构声强场分布。对比这两幅图中的图（a），可以看到在安装节位置调整后机匣振动能量有了明显的降低。从图 6中可以看出，调整前主安装节诱导的振动能量涡流场加强了压气机侧振动能量向涡轮侧的传递，导致整机振动。安装节位置调整后，从图 7可以看出压气机传递出的振动能量在传递到压气机与燃烧室机匣法兰连接边时被该法兰边反射回来，仅有一小部分振动能量被传递到了燃烧室机匣上。因此，机匣整机振动得到有效抑制。