专利名称：热噪声试验装置的制作方法
技术领域：
本发明属于航空强噪声、高温联合加载试验技术领域，特别是涉及到热噪声试验
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背景技术：
上世纪70年代初期国外已开展高温、强噪声联合加载试验，建立了热声联合试验装置，如美国NASA Langley的TAFA、美国空军的CEAC等。我国目前在研以及将要研究的多个飞机型号，都存在声振严重部位的高温声疲劳设计问题，必须进行热噪声联合载荷环境 下的声疲劳试验。目前，我国已经具备常规声疲劳试验技术与常规热强度试验技术。常规声疲劳试验在行波管上进行，最高总声压级可达165dB ;常规热强度试验，最高温度可高达IOOO0C。国内曾经进行过高温声疲劳试验技术研究，但所设计的高温声疲劳试验装置，总声压级与温度最大能力不能满足现在新型飞机研制需求。现需要设计总声压级165dB、温度1000°C的联合加载试验装置，用于高温强噪声联合加载试验，以进行相关试验技术研究。
发明内容
发明目的提供一种热噪声试验装置，用于高温强噪声联合加载试验，并进行相关试验研究。技术方案热噪声试验装置，包括行波试验组件I，所述行波试验组件I包括喇叭段101、试验段102和扩散段103，还包括加热器组件2，所述加热器组件2包括支撑架201以及设置在支撑架201上的加热器202，所述行波试验组件I的试验段102两侧连接有第一过渡段104和第二过渡段105，所述试验段102的两侧为水冷结构，所述试验段102上方设置有石英玻璃板102a用于透射温度载荷，所述试验段102的下方用于安装试验件，接受加热器202的温度载荷及行波试验组件I的噪声载荷。优选地，所述第一过渡段104和第二过渡段105上设置有转向相反的风机106、107，在风机106、107的位置连接有风管108，风机106、107将第一过渡段104的部分气流引出后通过风管108送入到第二过渡段105，用于冷却扩散段103。所述支撑架201设置有带有摇臂203的可上下前后调节的滑轨204。所述滑轨204的数量为两条，其中一条用于安装加热器201，另一条用于扩展。有益效果本发明波试验组件的内壁光滑过渡，确保了行波试验组件内部声场特性。本发明采用了水冷装置，用于降低行波试验组件，尤其是试验段2处的温度，确保行波试验组件可长期在高温环境下工作，设置了风机装置，可以有效降低行波试验组件的扩散段及后续装置的温度。本发明设置了加热器组件，实现了加热器与行波试验组件的无接触安装，可避免强噪声环境下加热器受到行波试验组件因噪声引发的振动的影响，以确保强噪声环境下加热器可长期工作。本发明所述试验装置，通过行波试验组件与加热器组件，可产生高达165dB的强噪声与高达1000°C的高温载荷。本发明改变了现有的常规声疲劳试验和常规热强度试验装置仅能单独进行强噪声载荷加载或高温载荷加载的试验现状。本发明所述强噪声与高温联合加载的试验设备设计，用于热噪声试验技术研究，为新型飞机的研制定型提供可靠的试验数据。
图1为本发明实施例1中行波试验组件结构示意2为本发明实施例2中行波试验组件结构示意3为本发明中加热器组件结构示意图；图4为本发明使用状态示意图。其中，1-行波试验组件，101-喇叭段，102-试验段，段，104-第一过渡段，105-第二过渡段，106、107-风机，108-撑架，202-加热器，203-摇臂，204-滑轨。
102a-石英玻璃板，103-扩散风管;2-加热器组件，201-支
具体实施例方式下面结合附图对本发明做进一步详细描述，请参阅图1至图4。实施例1 :如图1及图3所示,热噪声试验装置,包括行波试验组件I,所述行波试验组件I包括喇叭段101、试验段102和扩散段103，还包括加热器组件2，所述加热器组件2包括支撑架201以及设置在支撑架201上的加热器202，所述行波试验组件I的试验段102两侧连接有第一过渡段104和第二过渡段105，所述试验段102的两侧为水冷结构，所述试验段102上方设置有石英玻璃板102a用于透射温度载荷，所述试验段102的下方用于安装试验件，接受加热器202的温度载荷及行波试验组件I的噪声载荷。实施例2 :如图2所示，所述第一过渡段104和第二过渡段105上设置有转向相反的风机106、107，在风机106、107的位置连接有风管108，风机106、107将第一过渡段104的部分气流引出后通过风管108送入到第二过渡段105，用于冷却扩散段103及后续装置。如图3所示，所述支撑架201设置有带有摇臂203的可上下前后调节的滑轨204。如图3所示，所述滑轨204的数量为两条，其中一条用于安装加热器202，另一条用于扩展。如图4所示，加热器组件2位于行波试验组件I 一侧，加热器202安装在支撑架201上，可与行波试验组件I实现无接触安装，且加热器202可通过摇臂203和滑轨204进行位置微调，以确保加热器202、石英玻璃板102a及试验件在垂直方向位置一致。另外，支撑架201下方安装万向轮以方便移动。本发明的试验装置，设计加工时，加热器202尺寸与石英玻璃板102a尺寸一致，均需大于试验件尺寸，以保证整个试验件，包括其边界均受到均匀的温度载荷。本发明的试验装置，安装使用时，行波试验组件I中的喇叭段101、试验段102、扩散段103之间实现光滑过渡，以确保行波试验组件I内部声场特性。本发明的试验装置，使用时，除通过滑轨204调整加热器202的前后位置外，还需调整其上下位置，使加热器202尽可能靠近石英玻璃板102a，减少热传递损失。本发明的试验装置，在试验过程中，需注意加热器202的工作状态，避免加热器202中的个别灯管在试验过程中破坏，掉落在石英玻璃上，引起试验装置及试验件的破坏。在行波试验组件I的试验段102上设计了石英玻璃材质的上壁面，使加热器组件2上的加热器202产生的温度载荷能够辐射在试验段102下壁面处安装的试验件上，同时可使行波试验组件I的内壁光滑过渡，确保了行波试验组件I内部声场特性。在行波试验组件I的试验段102，设计了水冷装置，用于降低行波试验组件1，尤其是试验段102处的温度，确保行波试验组件I可长期在高温环境下工作。在行波试验组件I的第一过渡段104、第二过渡段105设计了风机装置，抽风机106将第一过渡段104的部分气流，通过风管108，由送风机107送入第二过渡段105，用于降低行波试验组件I的扩散段103及后续装置的温度。设计了加热器组件2，实现了加热器202与行波试验组件I的无接触安装，可避免强噪声环境下加热器受到行波试验组件I因噪声引发的振动的影响，以确保强噪声环境下加热器可长期工作。本发明所述试验装置，通过行波试验组件I与加热器组件2，可产生高达165dB的强噪声与高达1000°C的高温载荷。改变了现有的常规声疲劳试验和常规热强度试验装置仅能单独进行强噪声载荷加载或高温载荷加载的试验现状。本发明所述强噪声与高温联合加载的试验设备设计，用于热噪声试验技术研究，为新型飞机的研制定型提供可靠的试验数据。
权利要求
1.热噪声试验装置，包括行波试验组件[I]，所述行波试验组件[I]包括喇叭段[101]、试验段[102]和扩散段[103]，其特征在于，还包括加热器组件[2]，所述加热器组件[2]包括支撑架[201]以及设置在支撑架[201]上的加热器[202]，所述行波试验组件[I]的试验段[102]两侧连接有第一过渡段[104]和第二过渡段[105]，所述试验段[102]的两侧为水冷结构，所述试验段[102]上方设置有石英玻璃板[102a]用于透射温度载荷，所述试验段[102]的下方用于安装试验件，接受加热器[202]的温度载荷及行波试验组件[I]的噪声载荷。
2.根据权利要求1所述的热噪声试验装置，其特征在于，所述第一过渡段[104]和第二过渡段[105]上设置有转向相反的风机[106]、[107]，在风机[106]、[107]的位置连接有风管[108]，风机[106]、[107]将第一过渡段[104]的部分气流引出后通过风管[108]送入到第二过渡段[105]，用于冷却扩散段[103]。
3.根据权利要求1或2所述的热噪声试验装置，其特征在于，所述支撑架[201]设置有带有摇臂[203]的可上下前后调节的滑轨[204]。
4.根据权利要求3所述的热噪声试验装置，其特征在于，所述滑轨[204]的数量为两条，其中一条用于安装加热器[201]，另一条用于扩展。
全文摘要
本发明属于航空强噪声、高温联合加载试验技术领域，特别是涉及到热噪声试验装置,包括行波试验组件，所述行波试验组件包括喇叭段、试验段和扩散段，还包括加热器组件，所述加热器组件包括支撑架以及设置在支撑架上的加热器。本发明所述试验装置，通过行波试验组件与加热器组件，可产生高达165dB的强噪声与高达1000℃的高温载荷。本发明改变了现有的常规声疲劳试验和常规热强度试验装置仅能单独进行强噪声载荷加载或高温载荷加载的试验现状。本发明所述强噪声与高温联合加载的试验设备设计，用于热噪声试验技术研究，为新型飞机的研制定型提供可靠的试验数据。
文档编号G01N25/00GK103018270SQ20121052814
公开日2013年4月3日 申请日期2012年12月10日 优先权日2012年12月10日
发明者张立, 郭定文, 许绯, 孙可为, 王秋蓉, 王兰, 王 琦 申请人:中国飞机强度研究所