一种哈特曼声源发声器及其航空发动机部件强度试验装置

技术领域

本申请属于航空发动机部件强度试验技术领域，具体涉及一种哈特曼声源发声器及其航空发动机部件强度试验装置。

背景技术

航空发动机部分部件在实际工作中处于高频噪声环境中，在对航空发动机部件进行强度试验时，需要还原该种高频噪声环境，为此，航空发动机部件强度试验在混响室内进行，通过电动气流扬声器产生所需要的高频噪声，该种技术方案存在以下缺陷：

现有电动气流扬声器正弦声频率可控范围≤1250Hz，且在1000Hz以上声能力明显下降，不能够满足航空发动机部件强度试验高频噪声环境的需要。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种哈特曼声源发声器及其航空发动机部件强度试验装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一方面提供一种哈特曼声源发声器，包括：

通气管；

流量调节阀，在通气管上设置；

喷嘴，连接在通气管的出口部位；

支架；

共振腔管，连接在支架上，其进口正对喷嘴出口，能够向靠近或远离喷嘴方向移动；

活塞，在共振腔管内设置，能够沿共振腔管轴向滑动。

根据本申请的至少一个实施例，上述的哈特曼声源发声器中，支架上具有支撑孔；

共振腔管螺接在支撑孔中。

根据本申请的至少一个实施例，上述的哈特曼声源发声器中，喷嘴的径向尺寸小于共振腔管的径向尺寸。

根据本申请的至少一个实施例，上述的哈特曼声源发声器中，共振腔管为圆形管。

根据本申请的至少一个实施例，上述的哈特曼声源发声器中，还包括：

电动缸，在共振腔管内设置，与活塞连接，以能够驱动活塞沿共振腔管轴向滑动。

另一方面提供一种航空发动机部件强度试验装置，包括：

混响室，其上具有穿孔；

任一上述的哈特曼声源发声器，其通气管的出口及其喷嘴自穿孔伸入混响室内，支架、共振腔管及其活塞在混响室内设置。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机部件强度试验装置中，还包括：

传声器，在混响室内设置。

附图说明

图1是本申请实施例提供的哈特曼声源发声器及其航空发动机部件强度试验装置的示意图；

其中：

1-通气管；2-流量调节阀；3-喷嘴；4-支架；5-共振腔管；6-活塞；7-电动缸；8-混响室；9-传声器。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。

一方面提供一种哈特曼声源发声器，包括：

通气管1；

流量调节阀2，在通气管1上设置；

喷嘴3，连接在通气管1的出口部位；

支架4；

共振腔管5，连接在支架4上，其进口正对喷嘴3出口，能够向靠近或远离喷嘴3方向移动；

活塞6，在共振腔管5内设置，能够沿共振腔管5轴向滑动。

上述实施例公开的哈特曼声源发声器，可应用在航空发动机部件强度试验中，具体应用可参照如下：

在混响室8侧壁开设穿孔；

将哈特曼声源发声器的通气管1的出口及其喷嘴3自穿孔伸入混响室8内，支架4、共振腔管5及其活塞6在混响室8内设置；

向通气管1中通入气流，气流经喷嘴3喷出，进入共振腔管5，进而产生高频噪声，还原航空发动机部件工作时所处的高频噪声环境，在混响室8内进行航空发动机部件的强度试验。

对于上述实施例公开的哈特曼声源发声器，领域内技术人员可以理解的是，其在应用于航空发动机部件强度试验时，可通过活塞6沿共振腔管5轴向的滑动，调节共振腔管5的有效深度，以调节噪声的频率，保证航空发动部件强度试验对噪声频率的要求，以及可通过调节流量调节阀2的开度，调节通入通气管1中的气流量，以调节噪声的强度，保证航空发动部件强度试验对噪声强度的要求，此外，可通过共振腔管5向靠近或远离喷嘴3方向的移动，调节共振腔管5与喷嘴3间的距离，以能够以较小的气流量达到较大的噪声强度，使发声效率达到最佳。

通过活塞6沿共振腔管5轴向的滑动，调节共振腔管5的有效深度，以调节噪声的频率，其原理如下：

其中，

f为噪声频率；

c为声速；

d

D

k为固定系数，可取0.7；

在c声速、共振腔管5的有效深度d

在一些可选的实施例中，上述的哈特曼声源发声器中，支架4上具有支撑孔；

共振腔管5螺接在支撑孔中，可通过拧动共振腔管5，方便的实现共振腔管5向靠近或远离喷嘴3方向的移动。

在一些可选的实施例中，上述的哈特曼声源发声器中，，

喷嘴3的径向尺寸小于共振腔管5的径向尺寸。

在一些可选的实施例中，上述的哈特曼声源发声器中，共振腔管5为圆形管。

在一些可选的实施例中，上述的哈特曼声源发声器中，还包括：

电动缸7，在共振腔管5内设置，与活塞6连接，以能够驱动活塞6沿共振腔管5轴向滑动。

另一方面提供一种航空发动机部件强度试验装置，包括：

混响室8，其上具有穿孔；

任一上述的哈特曼声源发声器，其通气管1的出口及其喷嘴3自穿孔伸入混响室8内，支架4、共振腔管5及其活塞6在混响室8内设置。

对于上述实施例公开的航空发动机部件强度试验装置，其中包括上述实施例公开的哈特曼声源发声器，其技术效果也可参考哈特曼声源发声器相关部分的技术效果，在此不再赘述。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机部件强度试验装置中，还包括：

传声器9，在混响室8内设置，以能够测量混响室8内的噪声。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。