本發明專利技術屬于航空強噪聲、高溫聯合加載試驗技術領域，特別是涉及到熱噪聲試驗裝置,包括行波試驗組件，所述行波試驗組件包括喇叭段、試驗段和擴散段，還包括加熱器組件，所述加熱器組件包括支撐架以及設置在支撐架上的加熱器。本發明專利技術所述試驗裝置，通過行波試驗組件與加熱器組件，可產生高達165dB的強噪聲與高達1000℃的高溫載荷。本發明專利技術改變了現有的常規聲疲勞試驗和常規熱強度試驗裝置僅能單獨進行強噪聲載荷加載或高溫載荷加載的試驗現狀。本發明專利技術所述強噪聲與高溫聯合加載的試驗設備設計，用于熱噪聲試驗技術研究，為新型飛機的研制定型提供可靠的試驗數據。
【技術實現步驟摘要】
本專利技術屬于航空強噪聲、高溫聯合加載試驗
，特別是涉及到熱噪聲試驗>J-U ρ α裝直。
技術介紹
上世紀70年代初期國外已開展高溫、強噪聲聯合加載試驗，建立了熱聲聯合試驗裝置，如美國NASA Langley的TAFA、美國空軍的CEAC等。我國目前在研以及將要研究的多個飛機型號，都存在聲振嚴重部位的高溫聲疲勞設計問題，必須進行熱噪聲聯合載荷環境 下的聲疲勞試驗。目前，我國已經具備常規聲疲勞試驗技術與常規熱強度試驗技術。常規聲疲勞試驗在行波管上進行，最高總聲壓級可達165dB ;常規熱強度試驗，最高溫度可高達IOOO0C。國內曾經進行過高溫聲疲勞試驗技術研究，但所設計的高溫聲疲勞試驗裝置，總聲壓級與溫度最大能力不能滿足現在新型飛機研制需求?，F需要設計總聲壓級165dB、溫度1000°C的聯合加載試驗裝置，用于高溫強噪聲聯合加載試驗，以進行相關試驗技術研究。
技術實現思路
專利技術目的提供一種熱噪聲試驗裝置，用于高溫強噪聲聯合加載試驗，并進行相關試驗研究。技術方案熱噪聲試驗裝置，包括行波試驗組件I，所述行波試驗組件I包括喇叭段101、試驗段102和擴散段103，還包括加熱器組件2，所述加熱器組件2包括支撐架201以及設置在支撐架201上的加熱器202，所述行波試驗組件I的試驗段102兩側連接有第一過渡段104和第二過渡段105，所述試驗段102的兩側為水冷結構，所述試驗段102上方設置有石英玻璃板102a用于透射溫度載荷，所述試驗段102的下方用于安裝試驗件，接受加熱器202的溫度載荷及行波試驗組件I的噪聲載荷。優選地，所述第一過渡段104和第二過渡段105上設置有轉向相反的風機106、107，在風機106、107的位置連接有風管108，風機106、107將第一過渡段104的部分氣流引出后通過風管108送入到第二過渡段105，用于冷卻擴散段103。所述支撐架201設置有帶有搖臂203的可上下前后調節的滑軌204。所述滑軌204的數量為兩條，其中一條用于安裝加熱器201，另一條用于擴展。有益效果本專利技術波試驗組件的內壁光滑過渡，確保了行波試驗組件內部聲場特性。本專利技術采用了水冷裝置，用于降低行波試驗組件，尤其是試驗段2處的溫度，確保行波試驗組件可長期在高溫環境下工作，設置了風機裝置，可以有效降低行波試驗組件的擴散段及后續裝置的溫度。本專利技術設置了加熱器組件，實現了加熱器與行波試驗組件的無接觸安裝，可避免強噪聲環境下加熱器受到行波試驗組件因噪聲引發的振動的影響，以確保強噪聲環境下加熱器可長期工作。本專利技術所述試驗裝置，通過行波試驗組件與加熱器組件，可產生高達165dB的強噪聲與高達1000°C的高溫載荷。本專利技術改變了現有的常規聲疲勞試驗和常規熱強度試驗裝置僅能單獨進行強噪聲載荷加載或高溫載荷加載的試驗現狀。本專利技術所述強噪聲與高溫聯合加載的試驗設備設計，用于熱噪聲試驗技術研究，為新型飛機的研制定型提供可靠的試驗數據。附圖說明圖1為本專利技術實施例1中行波試驗組件結構示意2為本專利技術實施例2中行波試驗組件結構示意3為本專利技術中加熱器組件結構示意圖；圖4為本專利技術使用狀態示意圖。其中，1-行波試驗組件，101-喇叭段，102-試驗段，段，104-第一過渡段，105-第二過渡段，106、107-風機，108-撐架，202-加熱器，203-搖臂，204-滑軌。102a-石英玻璃板，103-擴散風管;2-加熱器組件，201-支具體實施例方式下面結合附圖對本專利技術做進一步詳細描述，請參閱圖1至圖4。實施例1 :如圖1及圖3所示,熱噪聲試驗裝置,包括行波試驗組件I,所述行波試驗組件I包括喇叭段101、試驗段102和擴散段103，還包括加熱器組件2，所述加熱器組件2包括支撐架201以及設置在支撐架201上的加熱器202，所述行波試驗組件I的試驗段102兩側連接有第一過渡段104和第二過渡段105，所述試驗段102的兩側為水冷結構，所述試驗段102上方設置有石英玻璃板102a用于透射溫度載荷，所述試驗段102的下方用于安裝試驗件，接受加熱器202的溫度載荷及行波試驗組件I的噪聲載荷。實施例2 :如圖2所示，所述第一過渡段104和第二過渡段105上設置有轉向相反的風機106、107，在風機106、107的位置連接有風管108，風機106、107將第一過渡段104的部分氣流引出后通過風管108送入到第二過渡段105，用于冷卻擴散段103及后續裝置。如圖3所示，所述支撐架201設置有帶有搖臂203的可上下前后調節的滑軌204。如圖3所示，所述滑軌204的數量為兩條，其中一條用于安裝加熱器202，另一條用于擴展。如圖4所示，加熱器組件2位于行波試驗組件I 一側，加熱器202安裝在支撐架201上，可與行波試驗組件I實現無接觸安裝，且加熱器202可通過搖臂203和滑軌204進行位置微調，以確保加熱器202、石英玻璃板102a及試驗件在垂直方向位置一致。另外，支撐架201下方安裝萬向輪以方便移動。本專利技術的試驗裝置，設計加工時，加熱器202尺寸與石英玻璃板102a尺寸一致，均需大于試驗件尺寸，以保證整個試驗件，包括其邊界均受到均勻的溫度載荷。本專利技術的試驗裝置，安裝使用時，行波試驗組件I中的喇叭段101、試驗段102、擴散段103之間實現光滑過渡，以確保行波試驗組件I內部聲場特性。本專利技術的試驗裝置，使用時，除通過滑軌204調整加熱器202的前后位置外，還需調整其上下位置，使加熱器202盡可能靠近石英玻璃板102a，減少熱傳遞損失。本專利技術的試驗裝置，在試驗過程中，需注意加熱器202的工作狀態，避免加熱器202中的個別燈管在試驗過程中破壞，掉落在石英玻璃上，引起試驗裝置及試驗件的破壞。在行波試驗組件I的試驗段102上設計了石英玻璃材質的上壁面，使加熱器組件2上的加熱器202產生的溫度載荷能夠輻射在試驗段102下壁面處安裝的試驗件上，同時可使行波試驗組件I的內壁光滑過渡，確保了行波試驗組件I內部聲場特性。在行波試驗組件I的試驗段102，設計了水冷裝置，用于降低行波試驗組件1，尤其是試驗段102處的溫度，確保行波試驗組件I可長期在高溫環境下工作。在行波試驗組件I的第一過渡段104、第二過渡段105設計了風機裝置，抽風機106將第一過渡段104的部分氣流，通過風管108，由送風機107送入第二過渡段105，用于降低行波試驗組件I的擴散段103及后續裝置的溫度。設計了加熱器組件2，實現了加熱器202與行波試驗組件I的無接觸安裝，可避免強噪聲環境下加熱器受到行波試驗組件I因噪聲引發的振動的影響，以確保強噪聲環境下加熱器可長期工作。本專利技術所述試驗裝置，通過行波試驗組件I與加熱器組件2，可產生高達165dB的強噪聲與高達1000°C的高溫載荷。改變了現有的常規聲疲勞試驗和常規熱強度試驗裝置僅能單獨進行強噪聲載荷加載或高溫載荷加載的試驗現狀。本專利技術所述強噪聲與高溫聯合加載的試驗設備設計，用于熱噪聲試驗技術研究，為新型飛機的研制定型提供可靠的試驗數據。本文檔來自技高網...
【技術保護點】
熱噪聲試驗裝置，包括行波試驗組件[1]，所述行波試驗組件[1]包括喇叭段[101]、試驗段[102]和擴散段[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]以及設置在支撐架[201]上的加熱器[202]，所述行波試驗組件[1]的試驗段[102]兩側連接有第一過渡段[104]和第二過渡段[105]，所述試驗段[102]的兩側為水冷結構，所述試驗段[102]上方設置有石英玻璃板[102a]用于透射溫度載荷，所述試驗段[102]的下方用于安裝試驗件，接受加熱器[202]的溫度載荷及行波試驗組件[1]的噪聲載荷。
【技術特征摘要】
1.熱噪聲試驗裝置，包括行波試驗組件[I]，所述行波試驗組件[I]包括喇叭段[101]、試驗段[102]和擴散段[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]以及設置在支撐架[201]上的加熱器[202]，所述行波試驗組件[I]的試驗段[102]兩側連接有第一過渡段[104]和第二過渡段[105]，所述試驗段[102]的兩側為水冷結構，所述試驗段[102]上方設置有石英玻璃板[102a]用于透射溫度載荷，所述試驗段[102]的下方用于安裝試驗件，接受加熱器[202]的溫度載荷及行波試驗組件[I]的噪聲載荷。2.根據權利要求1所述的...
【專利技術屬性】
技術研發人員：張立，郭定文，許緋，孫可為，王秋蓉，王蘭，王琦，
申請(專利權)人：中國飛機強度研究所，
類型：發明
國別省市：
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