[发明专利]热噪声试验装置

说明书

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装置。

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1000℃。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℃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1，所述行波试验组件1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1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1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℃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。

附图说明

图1为本发明实施例1中行波试验组件结构示意图；

图2为本发明实施例2中行波试验组件结构示意图；

图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，102a-石英玻璃板，103-扩散段，104-第一过渡段，105-第二过渡段，106、107-风机，108-风管；2-加热器组件，201-支撑架，202-加热器，203-摇臂，204-滑轨。

具体实施方式

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1，所述行波试验组件1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1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1的噪声载荷。