GJB 150.17 噪聲試驗標(biāo)準(zhǔn)探討

郭強(qiáng)嶺

（中國空空導(dǎo)彈研究院， 河南 洛陽 471009）

飛行器在掛載飛行和自主飛行過程中承受由于氣動力“壓力脈動”引起的噪聲環(huán)境，通常這些壓力脈動在5kPa～87kPa的幅值范圍內(nèi)和10Hz～10kHz的寬頻帶內(nèi)是隨機(jī)性的，但也可能存在很高幅值的離散頻率壓力脈動。氣動噪聲的大小與自由來流的動壓成正比，同時也與導(dǎo)彈外形、飛行馬赫數(shù)和攻角等密切相關(guān)，其聲壓總級在130dB～170dB范圍內(nèi)。噪聲環(huán)境作用于飛行器外殼并通過與外殼相連接的結(jié)構(gòu)引起飛行器內(nèi)部設(shè)備的振動響應(yīng)，是飛行器壽命期內(nèi)的主要環(huán)境因素之一。

嚴(yán)酷的噪聲環(huán)境能導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)疲勞破壞，這種破壞通常是先出現(xiàn)累積損傷，然后出現(xiàn)裂紋，繼而裂紋擴(kuò)大，最后斷裂。另外由于噪聲在固體中傳播衰減很少，因此它還能夠?qū)е嘛w行器內(nèi)部微電子器件的引線故障、印刷電路板破裂、電觸點斷續(xù)工作、波導(dǎo)管與速調(diào)管失靈或損壞、光學(xué)元件失調(diào)和過量的電噪聲等，應(yīng)在飛行器研制階段開展噪聲環(huán)境研制試驗，以確定結(jié)構(gòu)設(shè)計、選用的器件和工藝對噪聲環(huán)境的適應(yīng)性。我國頒布的GJB 150.17–1986《軍用設(shè)備環(huán)境試驗方法 噪聲試驗》規(guī)定了各類飛行器的噪聲試驗條件和試驗方法，本文簡要介紹了GJB 150.17–1986噪聲試驗標(biāo)準(zhǔn)提供的試驗方法，重點針對空腔共鳴試驗條件進(jìn)行分析并給出相應(yīng)標(biāo)準(zhǔn)修訂建議。

1 GJB 150.17–1986噪聲試驗標(biāo)準(zhǔn)簡介

國外20世紀(jì)70年代對武器系統(tǒng)噴氣噪聲進(jìn)行了深入研究，并將其作為武器系統(tǒng)環(huán)境試驗的一個重要組成部分寫入了MIL–STD–810。我國也幾乎在同期開始了射流聲學(xué)的研究工作，GJB 150.17–1986等效采用了1983年頒布的MIL–STD–810D推薦的噪聲試驗方法，并與1989年頒布的MIL–STD–810E完全一致，是目前現(xiàn)行有效的噪聲環(huán)境試驗標(biāo)準(zhǔn)，并給出了試驗條件的確定方法，具有較好的可操作性。

GJB 150.17–1986給出的噪聲環(huán)境試驗分混響場噪聲、掠入射噪聲和空腔共鳴噪聲3類，混響場噪聲方法要求一個均勻強(qiáng)度的噪聲譜型，沖擊所有暴露的裝備表面。通常在一個混響室中產(chǎn)生混響場，提供寬帶隨機(jī)激勵并形成譜。對機(jī)載外掛推薦采用混響室試驗方法進(jìn)行試驗，但混響室只能產(chǎn)生160dB以內(nèi)的均勻聲場，對于高量級噪聲輸入應(yīng)考慮使用掠入射噪聲進(jìn)行試驗。

掠入射噪聲方法要求一個高強(qiáng)度、具有某一譜型的快速脈動的噪聲，以一個特定的方向沖擊試驗件表面。掠入射噪聲在行波管管道內(nèi)產(chǎn)生，最高聲壓級可達(dá)165dB以上，主要適用于系統(tǒng)級產(chǎn)品，試驗配置較容易，并可根據(jù)產(chǎn)品體積大小加工相應(yīng)的行波管。試驗件在行波管內(nèi)應(yīng)保證該面與管道的內(nèi)表面齊平，以防止引入空腔或局部紊流效應(yīng)。

空腔共鳴噪聲的噪聲譜聲譜的強(qiáng)度和頻率分量在很大程度上受空腔的幾何形狀與腔內(nèi)裝備之間關(guān)系的支配，空腔共鳴噪聲可以在混響室或行波管內(nèi)完成，但應(yīng)使試驗件空腔部分暴露于聲能的直接作用，同時保護(hù)所有其他表面。

GJB 150.17–1986規(guī)定：“若設(shè)備的寬帶隨機(jī)噪聲環(huán)境的總聲壓級不超過130dB或每赫帶聲壓級低于100dB，則不必進(jìn)行噪聲試驗”，由于缺少相應(yīng)的實測數(shù)據(jù)，國內(nèi)很少有航空產(chǎn)品按標(biāo)準(zhǔn)要求開展噪聲環(huán)境試驗。但隨著新一代戰(zhàn)機(jī)研制，內(nèi)埋武器艙成為隱身性能較好的配置方案，而武器艙開門時氣穴掠入氣流形成的空腔共鳴環(huán)境對艙體結(jié)構(gòu)和艙內(nèi)外掛物影響很大，成為新研武器系統(tǒng)必須考慮的環(huán)境因素之一，應(yīng)及時開展空腔共鳴噪聲試驗以驗證環(huán)境適應(yīng)性，但試驗條件設(shè)計時發(fā)現(xiàn)GJB 150.17–1986給出的空腔共鳴噪聲環(huán)境試驗條件存在一些問題，影響試驗的實施。

2 空腔共鳴試驗條件分析

2.1 GJB 150.17—1986空腔共鳴試驗條件

空腔共鳴聲壓級與自由來流動壓有關(guān)，而共鳴頻率取決于空腔尺寸和空氣動力流動條件，試驗條件計算方法主要基于Heller、Smith D等人1975年的研究報告給出，見公式（1）和公式（2）。

式中：

B0——試驗聲壓級，dB；

q——空腔敞開時的飛行動壓，Pa。

開放式調(diào)查中，當(dāng)問及學(xué)生想組建何類新社團(tuán)時，他們表現(xiàn)出極大積極性?，F(xiàn)在校學(xué)生為“九五后”、“零零后”群體，他們對社團(tuán)活動需求呈現(xiàn)出新的表象，已發(fā)生較大變化。他們普遍提出，需增加創(chuàng)新創(chuàng)意，聚焦大學(xué)生課余生活來提高社團(tuán)吸引力，建議新增的有特色的社團(tuán)，如天文社、戶外實踐類社團(tuán)(旅行)、退伍軍人相關(guān)社團(tuán)等。

式中：

fN——第N階模態(tài)共鳴頻率，Hz；

N——模態(tài)數(shù)(N = 1, 2, 3, …)；

M ——馬赫數(shù)；

L——暴露于氣流中的開口長度/半徑，m；

C——飛行高度上的聲速，m/s。

空腔共鳴頻率fN的上限為500Hz，在f1＞500Hz的情況下，僅使用這階模態(tài)。

由計算結(jié)果可見，對于此大型武器艙依據(jù)標(biāo)準(zhǔn)推薦的計算公式空腔共鳴試驗聲壓級達(dá)160dB以上，第1 586階模態(tài)共鳴頻率才達(dá)到20Hz，一般混響室只能達(dá)到155dB左右，此試驗只能在行波管內(nèi)進(jìn)行試驗，但各階空腔共鳴頻率均為次聲頻率，在現(xiàn)有的行波管內(nèi)無法完成空腔共鳴噪聲試驗。

表1 GJB150.17–1986空腔共鳴試驗條件

2.2 MIL–STD–810F空腔共鳴試驗條件

2000年頒布的MIL–STD–810F中空腔共鳴聲壓級的計算公式?jīng)]有變化，但對空腔共鳴頻率的計算公式進(jìn)行了修改，見公式（3）。不難看出在艙體尺寸不變的情況下按公式（3）計算的空腔共鳴頻率將更低，無法據(jù)此開展空腔共鳴試驗。制定MIL–STD–810F的參考文獻(xiàn)之一就是NATO AECTP400，通過查閱2006年頒布的AECTP400第3版，其中給出了與公式（2）相同的共鳴頻率計算公式，由此可見MIL–STD–810F出版過程中可能存在公式編排錯誤。目前正在報批的GJB150A.17相應(yīng)等效采用了MIL–STD–810F的空腔共鳴計算公式，也存在此問題。

2.3 MIL–STD–810G空腔共鳴試驗條件

2008年正式頒布的MIL–STD–810G空腔共鳴聲壓級的計算公式?jīng)]有變化，但對空腔共鳴頻率的計算方法進(jìn)行了重大修改，對于長深比大于2、飛行馬赫數(shù)在0.4～1.5內(nèi)的空腔，給出的共鳴頻率計算方法見公式（4）。

式中：

U——自由來流速度，m/s；

L——暴露于氣流中的空腔長度，m；

M——自由來流馬赫數(shù)；

N——聲模態(tài)階數(shù)；

γ——空氣的比熱比，恒定常數(shù)1.4。

經(jīng)查閱資料，美國《軍用飛機(jī)聲疲勞設(shè)計指南》中提供了與MIL–STD–810G類似的空腔共鳴頻率計算公式，見公式（5）。

由于MIL–STD–810G和美國《軍用飛機(jī)聲疲勞設(shè)計指南》中并未給出計算公式來源，我們也沒有內(nèi)埋武器艙噪聲環(huán)境測試數(shù)據(jù)，無從判斷公式的孰對孰錯。將典型發(fā)射參數(shù)分別用公式（4）和公式（5）進(jìn)行空腔共鳴頻率驗算，計算結(jié)果見表2，參數(shù)相同時公式（4）的計算頻率明顯比公式（5）的計算頻率高1.5倍以上，且在10階以內(nèi)聲模態(tài)頻率就能達(dá)到500Hz，試驗的可操作性更強(qiáng)。

表2 公式（4）和公式（5）空腔共鳴頻率驗算結(jié)果

3 結(jié)論

空腔共鳴噪聲環(huán)境試驗是新一代戰(zhàn)機(jī)內(nèi)埋武器艙結(jié)構(gòu)和內(nèi)埋武器系統(tǒng)必須進(jìn)行環(huán)境研制試驗，依據(jù)現(xiàn)行的GJB 150.17–1986計算的空腔共鳴試驗條件在現(xiàn)有試驗設(shè)備中無法實施。通過分析MIL–STD–810F、NATO AECTP400、MIL–STD–810G和美國軍用飛機(jī)聲疲勞設(shè)計指南等相關(guān)規(guī)范中提供的空腔共鳴試驗條件，MIL–STD–810F的計算公式可能存在編排錯誤，MIL–STD–810G的計算公式較為可信，而我國正在報批的GJB 150A.17等效采用了MIL–STD–810F的空腔共鳴計算公式，建議盡快依據(jù)MIL–STD–810G進(jìn)行修改，同時開展空 腔噪聲環(huán)境實測工作，對共鳴頻率計算公式進(jìn)行必要的校核。