本發(fā)明涉及航空噪聲與靜壓聯(lián)合加載試驗技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種噪聲與靜壓聯(lián)合加載裝置。

背景技術(shù)：

新一代飛行器結(jié)構(gòu)在不同工況下，受到噪聲與靜壓聯(lián)合作用，將加劇飛行器結(jié)構(gòu)的破壞，縮短飛行器的使用壽命，如進氣道在飛行工況中，需承受噪聲載荷與靜壓載荷，且在不同的使用工況下，需承受相應的正壓或負壓載荷。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種噪聲與靜壓聯(lián)合加載裝置，以解決或至少減輕背景技術(shù)中所存在的至少一處的問題。

本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：提供一種噪聲與靜壓聯(lián)合加載裝置，包含行波試驗組件、靜壓加載組件；所述行波試驗組件包含第一擴散段、第二擴散段及試驗段；所述第一擴散段為指數(shù)喇叭，所述第一擴散段的大端與所述試驗段的一端固定連接；所述第二擴散段在相對方向包含一個大端開口和一個小端開口，所述第二擴散段的小端開口與所述試驗段的另一端固定連接；所述行波試驗組件用于提供噪聲載荷；所述靜壓加載組件用于對試驗件施加靜壓載荷。

優(yōu)選地，所述試驗段設置為圓柱管，用于模擬進氣道結(jié)構(gòu)。

優(yōu)選地，所述試驗段設置為長方體，用于模擬壁板結(jié)構(gòu)。

優(yōu)選地，所述靜壓加載組件安裝在所述試驗段處，所述靜壓加載組件包含正壓加載裝置及負壓加載裝置；所述正壓加載裝置包含空氣壓縮機、靜壓控制系統(tǒng)及氣流管道，所述氣流管道安裝在所述試驗段的內(nèi)側(cè)壁，所述靜壓控制系統(tǒng)用于控制所述空氣壓氣機的氣流，并通過所述氣流管道對所述試驗件施加正壓載荷；所述負壓加載裝置包含空氣壓縮機及封閉氣室，所述封閉氣室設置在所述試驗段的外側(cè)壁，所述空氣壓縮機通過所述封閉氣室對所述試驗件的非受聲面施加負壓載荷。

優(yōu)選地，所述試驗段用于安裝所述試驗件，所述試驗件安裝在所述試驗段的側(cè)壁。

優(yōu)選地，所述試驗段的兩端分別與所述第一擴散段及所述第二擴散段以可拆卸方式連接，所述試驗段設置為所述試驗件。

優(yōu)選地，所述正壓加載裝置設置有多組，通過多組所述正壓加載裝置對所述試驗件進行分區(qū)施加所述正壓載荷；

優(yōu)選地，每組所述正壓加載裝置包含多個所述氣流管道，所述氣流管道在所述試驗段的周向均布設置。

優(yōu)選地，所述氣流管道的出氣口距離所述試驗件的表面距離1.5mm～2.5mm。

優(yōu)選地，所述負壓加載裝置設置有多組，通過多組所述負壓加載裝置對所述試驗件進行分區(qū)施加所述負壓載荷。

本發(fā)明的有益效果在于：

本發(fā)明的噪聲與靜壓聯(lián)合加載裝置包含行波試驗組件及靜壓加載組件，通過行波試驗組件可以對試驗件施加噪聲載荷，通過靜壓加載組件可以對試驗件施加靜壓載荷，所述靜壓載荷包含正壓載荷及負壓載荷，正壓載荷施加在試驗件的受聲面，負壓載荷施加在試驗件的非受聲面。所述受聲面是指所述試驗件直接接受噪聲載荷的面，非受聲面是指所述試驗件不直接接受噪聲載荷的面。

本發(fā)明的靜壓加載組件包含正壓加載裝置及負壓加載裝置，所述正壓加載裝置及所述負壓加載裝置均設置有多組，可以實現(xiàn)對試驗件進行分區(qū)加載，試驗精度更高。

附圖說明

圖1是本發(fā)明一實施例的噪聲與靜壓聯(lián)合加載裝置的示意圖。

圖2是本發(fā)明另一實施例的噪聲與靜壓聯(lián)合加載裝置的示意圖。

圖3是本發(fā)明一實施例的噪聲與靜壓聯(lián)合加載裝置中氣流管道的布置示意圖。

其中，1-行波試驗組件，11-第一擴散段，12-第二擴散段，13-試驗段，2-靜壓加載組件，21-空氣壓縮機，22-靜壓控制系統(tǒng)，23-氣流管道，24-封閉氣室。

具體實施方式

為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護的范圍。下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護范圍的限制。

如圖1至圖3所示，一種噪聲與靜壓聯(lián)合加載裝置，包含行波試驗組件1、靜壓加載組件2。行波試驗組件1包含第一擴散段11、第二擴散段12及試驗段13；第一擴散段11為指數(shù)喇叭，第一擴散段11的大端與試驗段13的一端固定連接；第二擴散段12在相對方向上包含一個大端開口和一個小端開口，第二擴散段12的小端開口與試驗段13的另一端固定連接；行波試驗組件1用于提供噪聲載荷。

喇叭是用于將電動氣流揚聲器的聲能從一個相對小的出口傳遞到大面積的行波管，常見的有懸鏈線形喇叭、雙曲線形喇叭、指數(shù)形喇叭。本發(fā)明中所述的指數(shù)喇叭即指數(shù)形喇叭，指數(shù)形喇叭即指數(shù)曲線形喇叭，其優(yōu)點在于：聲能損失小、可在任一截面處斷開。

在本實施例中，第二擴散段12設置為圓錐管。

可以理解的是，行波試驗組件1可提供總聲壓級160dB以上的溫度聲場，以滿足高性能飛機的需求。

靜壓加載組件2用于對試驗件施加靜壓載荷。

本發(fā)明的噪聲與靜壓聯(lián)合加載裝置包含行波試驗組件1及靜壓加載組件2，通過行波試驗組件1可以對試驗件施加噪聲載荷，通過靜壓加載組件2可以對試驗件施加靜壓載荷，以滿足對飛行器結(jié)構(gòu)噪聲與靜壓的聯(lián)合作用試驗。

在本實施例中，試驗段13設置為圓柱管，用于模擬進氣道結(jié)構(gòu)。可以理解的是，試驗段13還可以設置為長方體，用于模擬飛機的壁板結(jié)構(gòu)。

在本實施例中，靜壓加載組件2安裝在試驗段13處，靜壓加載組件2包含正壓加載裝置及負壓加載裝置；所述正壓加載裝置依靠氣流脈動壓力提供靜壓，所述正壓加載裝置包含空氣壓縮機21、靜壓控制系統(tǒng)22及氣流管道23，氣流管道23安裝在試驗段13的內(nèi)側(cè)壁，靜壓控制系統(tǒng)22用于控制空氣壓氣機21的氣流，并通過氣流管道23對所述試驗件施加正壓載荷；所述負壓加載裝置包含空氣壓縮機21及封閉氣室24，封閉氣室24設置在試驗段13的外側(cè)壁，空氣壓縮機21通過封閉氣室24對所述試驗件的非受聲面施加負壓載荷。

在本實施例中，所述靜壓載荷包含正壓載荷及負壓載荷，所述正壓載荷施加在所述試驗件的受聲面，所述負壓載荷施加在試驗件的非受聲面?？梢詫崿F(xiàn)試驗件受聲面與非受聲面的同時加載。所述受聲面是指所述試驗件直接接受噪聲載荷的面，非受聲面是指所述試驗件不直接接受噪聲載荷的面。

通過該裝置可模擬實際飛行工況中飛機典型結(jié)構(gòu)，尤其是進氣道結(jié)構(gòu)的噪聲與靜壓聯(lián)合載荷激勵，開展進氣道結(jié)構(gòu)的噪聲與靜壓聯(lián)合試驗技術(shù)研究。

在本實施例中，試驗段13的兩端分別與第一擴散段11及第二擴散段12以可拆卸方式連接，試驗段13設置為所述試驗件。其優(yōu)點在于，簡化了試驗裝置結(jié)構(gòu)，有利于噪聲與靜壓的加載，另外，試驗段13為圓柱管，可以模擬進氣道結(jié)構(gòu)。

可以理解的是，試驗件還可以通過螺釘?shù)染o固件與試驗段13緊固連接，試驗段13用于安裝所述試驗件，所述試驗件安裝在所述試驗段的側(cè)壁。

可以理解的是，根據(jù)試驗需求，所述試驗件還可以設置為板狀結(jié)構(gòu)，以模擬飛機典型壁板結(jié)構(gòu)，并通過緊固件安裝在所述試驗段13的側(cè)壁處。

可以理解的是，在另一備選實施例中，所述正壓加載裝置設置有多組，通過多組所述正壓加載裝置對所述試驗件進行分區(qū)施加所述正壓載荷；其優(yōu)點在于，可以對所述試驗件進行分段處理，對不同區(qū)域?qū)崿F(xiàn)不同靜壓的加載，用于提高試驗精度。

在所述備選實施例中，每組所述正壓加載裝置包含多個氣流管道23，氣流管道23在試驗段13的圓周方向均布設置。其優(yōu)點在于，可以實現(xiàn)對試驗件的均勻加載。

在本實施例中，所述正壓加載裝置包含4個氣流管道23，4個氣流管道23在試驗段13的周向均布設置。

在本實施例中，氣流管道23的出氣口距離所述試驗件的表面距離為2mm?？梢岳斫獾氖牵瑲饬鞴艿?3的出氣口距離所述試驗件的表面距離可以在1.5mm～2.5mm之間根據(jù)需要任意設定。

在所述備選實施例中，所述負壓加載裝置設置有多組，通過多組所述負壓加載裝置對所述試驗件進行分區(qū)施加所述負壓載荷。其優(yōu)點在于，可以對所述試驗件進行分段處理，對不同區(qū)域?qū)崿F(xiàn)不同靜壓的加載，用于提高試驗精度。

以進氣道為例，在本實施例中，利用進氣道代替試驗段13，使用封閉氣室24在進氣道非受聲面施加靜壓載荷，模擬進氣道受聲面的負壓；通過在行波管內(nèi)部裝設置靜壓加載裝置，由空氣壓縮機持續(xù)提供高壓氣體，為進氣道受聲面提供正壓，以實現(xiàn)噪聲與靜壓在進氣道的同側(cè)加載。

通過應變測試，得到了進氣道的破壞及其應變隨噪聲與靜壓量級的變化規(guī)律如下：

在噪聲與靜壓載荷同時作用下，結(jié)構(gòu)會發(fā)生塑性變形，這與單獨噪聲載荷作用下的結(jié)構(gòu)破壞方式不同；

在相同的靜壓載荷作用下，隨著噪聲量級的增大，結(jié)構(gòu)的靜應變與動應變隨著噪聲量級的增大呈上升趨勢；

在相同噪聲載荷作用下，結(jié)構(gòu)的靜應變隨著靜壓載荷量級的增大而變大，動應變隨靜壓載荷量級的增大而減小。

另外，通過疲勞破壞試驗發(fā)現(xiàn)，噪聲與靜壓聯(lián)合加載試驗可導致試驗件發(fā)生塑性變形，這與聲疲勞破壞方式不同，聲疲勞破壞一般是蒙皮裂紋或鉚釘脫落。

最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。盡管參照前述實施例對本發(fā)明進行了詳細的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應當理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術(shù)方案進行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實施例技術(shù)方案的精神和范圍。