航空发动机燃烧室是在高温、高强噪声的环境中工作,容易造成声疲劳和热疲劳破坏,严重影响到整个燃烧室的寿命,乃至整台发动机的整体寿命。燃烧不稳定不仅影响航空发动机的工作稳定性,而且还是造成燃烧室火焰筒薄壁结构声振耦合疲劳破坏的重要原因。燃烧不稳定的非稳态运动与燃烧室火焰筒的固有声学振型密切相关。因此,为了提高燃烧室火焰筒的疲劳寿命,对其本身振动特性和声学特性的研究显得尤为重要。本文应用有限元方法,对某型航空发动机环形燃烧室火焰筒的振动模态和声学模态进行了研究,获得了相应的固有频率和振型,并完成了声学测量实验验证。本文从薄壁柱壳结构的振动微分方程出发,结合薄壳结构特点,给出了薄壳结构的自由振动方程,以及在随机载荷作用下的受迫振动微分方程。同时给出了空间声学波动方程,声学有限元控制方程、声场-结构耦合控制方程;应用ANSYS有限元软件,对环形燃烧室火焰筒模型进行了振动模态计算,分析了火焰筒壁面开孔和忽略壁面开孔对其振动特性的影响,以及温度场对其振动特性的影响;对环形燃烧室火焰筒建立声学模型,并完成了声学模态计算。分析了常温下和高温下燃烧室火焰筒的声学特性,以及燃烧室出口端开口和出口端封闭情况下的声学特性;根据燃烧室火焰筒的尺寸设计加工燃烧室的简化模型,应用此模型进行声学测量实验,并通过实验获得的声模态固有频率与有限元的计算结果进行比较验证。本文研究的某型航空发动机环形燃烧室火焰筒的振动模态和声学模态,对分析和解决发动机燃烧室的疲劳寿命问题及提高结构的动强度具有重要的工程应用价值。