專利名稱：熱噪聲試驗(yàn)裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空強(qiáng)噪聲、高溫聯(lián)合加載試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及到熱噪聲試驗(yàn)
>J-U ρ α裝直。
背景技術(shù)：
上世紀(jì)70年代初期國(guó)外已開展高溫、強(qiáng)噪聲聯(lián)合加載試驗(yàn)，建立了熱聲聯(lián)合試驗(yàn)裝置，如美國(guó)NASA Langley的TAFA、美國(guó)空軍的CEAC等。我國(guó)目前在研以及將要研究的多個(gè)飛機(jī)型號(hào)，都存在聲振嚴(yán)重部位的高溫聲疲勞設(shè)計(jì)問題，必須進(jìn)行熱噪聲聯(lián)合載荷環(huán)境 下的聲疲勞試驗(yàn)。目前，我國(guó)已經(jīng)具備常規(guī)聲疲勞試驗(yàn)技術(shù)與常規(guī)熱強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)。常規(guī)聲疲勞試驗(yàn)在行波管上進(jìn)行，最高總聲壓級(jí)可達(dá)165dB ;常規(guī)熱強(qiáng)度試驗(yàn)，最高溫度可高達(dá)IOOO0C。國(guó)內(nèi)曾經(jīng)進(jìn)行過高溫聲疲勞試驗(yàn)技術(shù)研究，但所設(shè)計(jì)的高溫聲疲勞試驗(yàn)裝置，總聲壓級(jí)與溫度最大能力不能滿足現(xiàn)在新型飛機(jī)研制需求?，F(xiàn)需要設(shè)計(jì)總聲壓級(jí)165dB、溫度1000°C的聯(lián)合加載試驗(yàn)裝置，用于高溫強(qiáng)噪聲聯(lián)合加載試驗(yàn)，以進(jìn)行相關(guān)試驗(yàn)技術(shù)研究。

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明目的提供一種熱噪聲試驗(yàn)裝置，用于高溫強(qiáng)噪聲聯(lián)合加載試驗(yàn)，并進(jìn)行相關(guān)試驗(yàn)研究。技術(shù)方案熱噪聲試驗(yàn)裝置，包括行波試驗(yàn)組件I，所述行波試驗(yàn)組件I包括喇叭段101、試驗(yàn)段102和擴(kuò)散段103，還包括加熱器組件2，所述加熱器組件2包括支撐架201以及設(shè)置在支撐架201上的加熱器202，所述行波試驗(yàn)組件I的試驗(yàn)段102兩側(cè)連接有第一過渡段104和第二過渡段105，所述試驗(yàn)段102的兩側(cè)為水冷結(jié)構(gòu)，所述試驗(yàn)段102上方設(shè)置有石英玻璃板102a用于透射溫度載荷，所述試驗(yàn)段102的下方用于安裝試驗(yàn)件，接受加熱器202的溫度載荷及行波試驗(yàn)組件I的噪聲載荷。優(yōu)選地，所述第一過渡段104和第二過渡段105上設(shè)置有轉(zhuǎn)向相反的風(fēng)機(jī)106、107，在風(fēng)機(jī)106、107的位置連接有風(fēng)管108，風(fēng)機(jī)106、107將第一過渡段104的部分氣流引出后通過風(fēng)管108送入到第二過渡段105，用于冷卻擴(kuò)散段103。所述支撐架201設(shè)置有帶有搖臂203的可上下前后調(diào)節(jié)的滑軌204。所述滑軌204的數(shù)量為兩條，其中一條用于安裝加熱器201，另一條用于擴(kuò)展。有益效果本發(fā)明波試驗(yàn)組件的內(nèi)壁光滑過渡，確保了行波試驗(yàn)組件內(nèi)部聲場(chǎng)特性。本發(fā)明采用了水冷裝置，用于降低行波試驗(yàn)組件，尤其是試驗(yàn)段2處的溫度，確保行波試驗(yàn)組件可長(zhǎng)期在高溫環(huán)境下工作，設(shè)置了風(fēng)機(jī)裝置，可以有效降低行波試驗(yàn)組件的擴(kuò)散段及后續(xù)裝置的溫度。本發(fā)明設(shè)置了加熱器組件，實(shí)現(xiàn)了加熱器與行波試驗(yàn)組件的無(wú)接觸安裝，可避免強(qiáng)噪聲環(huán)境下加熱器受到行波試驗(yàn)組件因噪聲引發(fā)的振動(dòng)的影響，以確保強(qiáng)噪聲環(huán)境下加熱器可長(zhǎng)期工作。本發(fā)明所述試驗(yàn)裝置，通過行波試驗(yàn)組件與加熱器組件，可產(chǎn)生高達(dá)165dB的強(qiáng)噪聲與高達(dá)1000°C的高溫載荷。本發(fā)明改變了現(xiàn)有的常規(guī)聲疲勞試驗(yàn)和常規(guī)熱強(qiáng)度試驗(yàn)裝置僅能單獨(dú)進(jìn)行強(qiáng)噪聲載荷加載或高溫載荷加載的試驗(yàn)現(xiàn)狀。本發(fā)明所述強(qiáng)噪聲與高溫聯(lián)合加載的試驗(yàn)設(shè)備設(shè)計(jì)，用于熱噪聲試驗(yàn)技術(shù)研究，為新型飛機(jī)的研制定型提供可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。


圖1為本發(fā)明實(shí)施例1中行波試驗(yàn)組件結(jié)構(gòu)示意2為本發(fā)明實(shí)施例2中行波試驗(yàn)組件結(jié)構(gòu)示意3為本發(fā)明中加熱器組件結(jié)構(gòu)示意圖；圖4為本發(fā)明使用狀態(tài)示意圖。其中，1-行波試驗(yàn)組件，101-喇叭段，102-試驗(yàn)段，段，104-第一過渡段，105-第二過渡段，106、107-風(fēng)機(jī)，108-撐架，202-加熱器，203-搖臂，204-滑軌。
102a-石英玻璃板，103-擴(kuò)散風(fēng)管;2-加熱器組件，201-支
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)描述，請(qǐng)參閱圖1至圖4。實(shí)施例1 :如圖1及圖3所示,熱噪聲試驗(yàn)裝置,包括行波試驗(yàn)組件I,所述行波試驗(yàn)組件I包括喇叭段101、試驗(yàn)段102和擴(kuò)散段103，還包括加熱器組件2，所述加熱器組件2包括支撐架201以及設(shè)置在支撐架201上的加熱器202，所述行波試驗(yàn)組件I的試驗(yàn)段102兩側(cè)連接有第一過渡段104和第二過渡段105，所述試驗(yàn)段102的兩側(cè)為水冷結(jié)構(gòu)，所述試驗(yàn)段102上方設(shè)置有石英玻璃板102a用于透射溫度載荷，所述試驗(yàn)段102的下方用于安裝試驗(yàn)件，接受加熱器202的溫度載荷及行波試驗(yàn)組件I的噪聲載荷。實(shí)施例2 :如圖2所示，所述第一過渡段104和第二過渡段105上設(shè)置有轉(zhuǎn)向相反的風(fēng)機(jī)106、107，在風(fēng)機(jī)106、107的位置連接有風(fēng)管108，風(fēng)機(jī)106、107將第一過渡段104的部分氣流引出后通過風(fēng)管108送入到第二過渡段105，用于冷卻擴(kuò)散段103及后續(xù)裝置。如圖3所示，所述支撐架201設(shè)置有帶有搖臂203的可上下前后調(diào)節(jié)的滑軌204。如圖3所示，所述滑軌204的數(shù)量為兩條，其中一條用于安裝加熱器202，另一條用于擴(kuò)展。如圖4所示，加熱器組件2位于行波試驗(yàn)組件I 一側(cè)，加熱器202安裝在支撐架201上，可與行波試驗(yàn)組件I實(shí)現(xiàn)無(wú)接觸安裝，且加熱器202可通過搖臂203和滑軌204進(jìn)行位置微調(diào)，以確保加熱器202、石英玻璃板102a及試驗(yàn)件在垂直方向位置一致。另外，支撐架201下方安裝萬(wàn)向輪以方便移動(dòng)。本發(fā)明的試驗(yàn)裝置，設(shè)計(jì)加工時(shí)，加熱器202尺寸與石英玻璃板102a尺寸一致，均需大于試驗(yàn)件尺寸，以保證整個(gè)試驗(yàn)件，包括其邊界均受到均勻的溫度載荷。本發(fā)明的試驗(yàn)裝置，安裝使用時(shí)，行波試驗(yàn)組件I中的喇叭段101、試驗(yàn)段102、擴(kuò)散段103之間實(shí)現(xiàn)光滑過渡，以確保行波試驗(yàn)組件I內(nèi)部聲場(chǎng)特性。本發(fā)明的試驗(yàn)裝置，使用時(shí)，除通過滑軌204調(diào)整加熱器202的前后位置外，還需調(diào)整其上下位置，使加熱器202盡可能靠近石英玻璃板102a，減少熱傳遞損失。本發(fā)明的試驗(yàn)裝置，在試驗(yàn)過程中，需注意加熱器202的工作狀態(tài)，避免加熱器202中的個(gè)別燈管在試驗(yàn)過程中破壞，掉落在石英玻璃上，引起試驗(yàn)裝置及試驗(yàn)件的破壞。在行波試驗(yàn)組件I的試驗(yàn)段102上設(shè)計(jì)了石英玻璃材質(zhì)的上壁面，使加熱器組件2上的加熱器202產(chǎn)生的溫度載荷能夠輻射在試驗(yàn)段102下壁面處安裝的試驗(yàn)件上，同時(shí)可使行波試驗(yàn)組件I的內(nèi)壁光滑過渡，確保了行波試驗(yàn)組件I內(nèi)部聲場(chǎng)特性。在行波試驗(yàn)組件I的試驗(yàn)段102，設(shè)計(jì)了水冷裝置，用于降低行波試驗(yàn)組件1，尤其是試驗(yàn)段102處的溫度，確保行波試驗(yàn)組件I可長(zhǎng)期在高溫環(huán)境下工作。在行波試驗(yàn)組件I的第一過渡段104、第二過渡段105設(shè)計(jì)了風(fēng)機(jī)裝置，抽風(fēng)機(jī)106將第一過渡段104的部分氣流，通過風(fēng)管108，由送風(fēng)機(jī)107送入第二過渡段105，用于降低行波試驗(yàn)組件I的擴(kuò)散段103及后續(xù)裝置的溫度。設(shè)計(jì)了加熱器組件2，實(shí)現(xiàn)了加熱器202與行波試驗(yàn)組件I的無(wú)接觸安裝，可避免強(qiáng)噪聲環(huán)境下加熱器受到行波試驗(yàn)組件I因噪聲引發(fā)的振動(dòng)的影響，以確保強(qiáng)噪聲環(huán)境下加熱器可長(zhǎng)期工作。本發(fā)明所述試驗(yàn)裝置，通過行波試驗(yàn)組件I與加熱器組件2，可產(chǎn)生高達(dá)165dB的強(qiáng)噪聲與高達(dá)1000°C的高溫載荷。改變了現(xiàn)有的常規(guī)聲疲勞試驗(yàn)和常規(guī)熱強(qiáng)度試驗(yàn)裝置僅能單獨(dú)進(jìn)行強(qiáng)噪聲載荷加載或高溫載荷加載的試驗(yàn)現(xiàn)狀。本發(fā)明所述強(qiáng)噪聲與高溫聯(lián)合加載的試驗(yàn)設(shè)備設(shè)計(jì)，用于熱噪聲試驗(yàn)技術(shù)研究，為新型飛機(jī)的研制定型提供可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。
權(quán)利要求
1.熱噪聲試驗(yàn)裝置，包括行波試驗(yàn)組件[I]，所述行波試驗(yàn)組件[I]包括喇叭段[101]、試驗(yàn)段[102]和擴(kuò)散段[103]，其特征在于，還包括加熱器組件[2]，所述加熱器組件[2]包括支撐架[201]以及設(shè)置在支撐架[201]上的加熱器[202]，所述行波試驗(yàn)組件[I]的試驗(yàn)段[102]兩側(cè)連接有第一過渡段[104]和第二過渡段[105]，所述試驗(yàn)段[102]的兩側(cè)為水冷結(jié)構(gòu)，所述試驗(yàn)段[102]上方設(shè)置有石英玻璃板[102a]用于透射溫度載荷，所述試驗(yàn)段[102]的下方用于安裝試驗(yàn)件，接受加熱器[202]的溫度載荷及行波試驗(yàn)組件[I]的噪聲載荷。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的熱噪聲試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述第一過渡段[104]和第二過渡段[105]上設(shè)置有轉(zhuǎn)向相反的風(fēng)機(jī)[106]、[107]，在風(fēng)機(jī)[106]、[107]的位置連接有風(fēng)管[108]，風(fēng)機(jī)[106]、[107]將第一過渡段[104]的部分氣流引出后通過風(fēng)管[108]送入到第二過渡段[105]，用于冷卻擴(kuò)散段[103]。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的熱噪聲試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述支撐架[201]設(shè)置有帶有搖臂[203]的可上下前后調(diào)節(jié)的滑軌[204]。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的熱噪聲試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述滑軌[204]的數(shù)量為兩條，其中一條用于安裝加熱器[201]，另一條用于擴(kuò)展。
全文摘要
本發(fā)明屬于航空強(qiáng)噪聲、高溫聯(lián)合加載試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及到熱噪聲試驗(yàn)裝置,包括行波試驗(yàn)組件，所述行波試驗(yàn)組件包括喇叭段、試驗(yàn)段和擴(kuò)散段，還包括加熱器組件，所述加熱器組件包括支撐架以及設(shè)置在支撐架上的加熱器。本發(fā)明所述試驗(yàn)裝置，通過行波試驗(yàn)組件與加熱器組件，可產(chǎn)生高達(dá)165dB的強(qiáng)噪聲與高達(dá)1000℃的高溫載荷。本發(fā)明改變了現(xiàn)有的常規(guī)聲疲勞試驗(yàn)和常規(guī)熱強(qiáng)度試驗(yàn)裝置僅能單獨(dú)進(jìn)行強(qiáng)噪聲載荷加載或高溫載荷加載的試驗(yàn)現(xiàn)狀。本發(fā)明所述強(qiáng)噪聲與高溫聯(lián)合加載的試驗(yàn)設(shè)備設(shè)計(jì)，用于熱噪聲試驗(yàn)技術(shù)研究，為新型飛機(jī)的研制定型提供可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。
文檔編號(hào)G01N25/00GK103018270SQ20121052814
公開日2013年4月3日 申請(qǐng)日期2012年12月10日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月10日
發(fā)明者張立, 郭定文, 許緋, 孫可為, 王秋蓉, 王蘭, 王 琦 申請(qǐng)人:中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所