載人航天器設(shè)備隔艙噪聲預(yù)測(cè)與控制方法研究

游 進(jìn),金瑋瑋,沈鋒鋼

(中國(guó)空間技術(shù)研究院載人航天總體部,北京100094)

1 引言

噪聲是長(zhǎng)期在軌載人航天器非常重要的環(huán)境因素,低噪聲有利于航天員開(kāi)展工作及保證睡眠,過(guò)高的噪聲環(huán)境則會(huì)嚴(yán)重影響航天員工作和休息,甚至造成暫時(shí)或永久性聽(tīng)力損傷。載人航天器密封空間小,但安裝了大量噪聲源設(shè)備,易造成艙內(nèi)噪聲聲級(jí)過(guò)高。2010年NASA技術(shù)報(bào)告表明國(guó)際空間站(International Space Station,ISS)部分艙段噪聲過(guò)大[1],如其第一個(gè)艙段曙光號(hào)多功能貨艙在發(fā)射前測(cè)試,噪聲聲壓級(jí)為65～72.5 dBA,第一個(gè)人員居住艙星辰號(hào)服務(wù)艙第一次駐人時(shí)工作區(qū)噪聲為65～77 dBA、睡眠區(qū)噪聲為61.6～63.8 dBA。ISS之后通過(guò)在軌更換低噪聲設(shè)備及實(shí)施多種吸聲、隔聲、消聲及隔振處理,使艙內(nèi)噪聲聲壓級(jí)有所降低,但部分艙段仍超出聲學(xué)指標(biāo)要求[2]。國(guó)內(nèi)對(duì)載人航天器艙內(nèi)噪聲控制也已開(kāi)展研究與試驗(yàn),如對(duì)航天器艙內(nèi)主要噪聲源進(jìn)行識(shí)別,并從吸聲、隔聲、消聲、減振4個(gè)方面進(jìn)行噪聲控制[3],利用統(tǒng)計(jì)能量分析法(statistical energy analysis,SEA)對(duì)載人航天器設(shè)備艙噪聲進(jìn)行建模仿真,采用遺傳算法對(duì)蜂窩板蜂窩芯子厚度及三聚氰胺吸聲層厚度進(jìn)行優(yōu)化[4],上述噪聲控制研究均取得了較好的降噪效果。

載人航天器外殼為金屬薄壁,艙內(nèi)中部為航天員通道,設(shè)備安裝在四周設(shè)備隔艙內(nèi),隔艙由輕質(zhì)蜂窩板組成,大量使用輕質(zhì)薄壁結(jié)構(gòu)使艙內(nèi)聲振耦合效應(yīng)明顯。由于設(shè)備噪聲頻譜特性一般覆蓋頻帶寬,選擇有限元法(finite element method,FEA)與統(tǒng)計(jì)能量分析法作為聲場(chǎng)預(yù)測(cè)方法,以分別預(yù)測(cè)低頻及高頻噪聲。本文基于有限元法和統(tǒng)計(jì)能量分析法對(duì)載人航天器設(shè)備隔艙艙內(nèi)噪聲進(jìn)行分析,根據(jù)兩種方法分析結(jié)果趨同的特點(diǎn)確定各自分析的截止頻率,并評(píng)估艙內(nèi)噪聲總聲壓級(jí)。對(duì)設(shè)備隔艙結(jié)構(gòu)面板進(jìn)行吸聲處理,以降低高頻噪聲,基于有限元方法確定對(duì)低頻噪聲傳遞貢獻(xiàn)最大的面板結(jié)構(gòu)模態(tài),通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化降低低頻聲透射,使艙內(nèi)總聲級(jí)滿足設(shè)計(jì)要求。

2 噪聲分析方法

2.1 聲固耦合有限元方程

低頻段結(jié)構(gòu)及聲波波長(zhǎng)較大,適于用有限元法對(duì)聲固耦合問(wèn)題進(jìn)行求解。耦合狀態(tài)下聲腔聲場(chǎng)的有限元方程見(jiàn)式(1)[5]：

式中,{p}是節(jié)點(diǎn)聲壓列向量,{q}是由體聲源形成的聲激勵(lì)列向量,[Q]、[D]和[H]分別是聲場(chǎng)質(zhì)量陣、阻尼陣和剛度陣,{w}是聲場(chǎng)的結(jié)構(gòu)邊界節(jié)點(diǎn)位移,[R]是聲場(chǎng)-結(jié)構(gòu)耦合矩陣。類似地,考慮耦合邊界聲壓作用的結(jié)構(gòu)振動(dòng)有限元方程見(jiàn)式(2)：

式中,[M]、[C]和[K]分別是結(jié)構(gòu)質(zhì)量陣、阻尼陣和剛度陣,{f}是作用力列向量,[S]=[R]T為結(jié)構(gòu)-聲場(chǎng)耦合矩陣。

聯(lián)立式(1)和式(2)對(duì)聲場(chǎng)和結(jié)構(gòu)有限元方程進(jìn)行整合,得到存在力及聲激勵(lì)情況下的聲場(chǎng)-結(jié)構(gòu)耦合方程如式(3)所示,可采用非耦合狀態(tài)下的聲場(chǎng)及結(jié)構(gòu)模態(tài)將式(3)轉(zhuǎn)換至模態(tài)空間求解。

2.2 統(tǒng)計(jì)能量分析法

高頻段結(jié)構(gòu)及聲波波長(zhǎng)較小,模態(tài)重疊率高,統(tǒng)計(jì)能量方法可以較好模擬高頻段聲學(xué)特性。統(tǒng)計(jì)能量分析將結(jié)構(gòu)或聲場(chǎng)的相似模態(tài)振型群劃分為子系統(tǒng),并以子系統(tǒng)能量作為研究變量,其方程反映了穩(wěn)態(tài)條件下,外部輸入功率與子系統(tǒng)間的功率傳遞、子系統(tǒng)內(nèi)部的耗散功率及子系統(tǒng)自身能量水平間的關(guān)系。統(tǒng)計(jì)能量分析方程見(jiàn)式(4)～(5)[6]：

式中,ω為分析頻帶的中心頻率,ηij為子系統(tǒng)i到j(luò)的耦合損耗因子,ηi、ni、〈Ei〉、Pi分別為子系統(tǒng)i的內(nèi)損耗因子、模態(tài)密度、平均能量及輸入功率。

耦合損耗因子是統(tǒng)計(jì)能量分析的一個(gè)重要參數(shù),結(jié)構(gòu)面板與聲場(chǎng)間的耦合損耗因子一般通過(guò)面板的輻射效率及互易定理計(jì)算,反映了結(jié)構(gòu)面板與聲場(chǎng)的功率傳遞與兩種子系統(tǒng)能量差的關(guān)系,而類似的功率傳遞關(guān)系在低頻分析中,則由式(3)中的耦合矩陣[S]和[R]體現(xiàn)。

3 設(shè)備隔艙噪聲仿真

3.1 噪聲仿真模型

載人航天器設(shè)備隔艙外形及結(jié)構(gòu)組成見(jiàn)圖1。中部為航天員通道,四周為4個(gè)隔艙,其中隔艙1～3各安裝2臺(tái)相同的噪聲源設(shè)備,要求通道的平均總聲級(jí)不超過(guò)60 dBA。

采用VAOne軟件建立設(shè)備隔艙的有限元及統(tǒng)計(jì)能量分析模型,見(jiàn)圖2。設(shè)備呈球形,尺寸較大,會(huì)對(duì)聲場(chǎng)模態(tài)產(chǎn)生影響,建立隔艙內(nèi)聲場(chǎng)有限元模型時(shí)去掉設(shè)備所占球形空間,見(jiàn)圖2(b)。鋁合金損耗因子一般在千分之幾,取其值為0.005,根據(jù)文獻(xiàn)[7]鋁蜂窩板損耗因子η按如下經(jīng)驗(yàn)公式(6)確定,其中轉(zhuǎn)折頻率fpivot為500 Hz。

圖1 航天器設(shè)備隔艙外形及結(jié)構(gòu)組成Fig.1 Configuration of the equipment bay in a spacecraft

圖2 設(shè)備隔艙聲振分析模型Fig.2 Vibro-acoustic model of the equipment bay

3.2 設(shè)備隔艙噪聲分析

在半消聲室對(duì)聲源進(jìn)行輻射聲壓測(cè)試,距聲源中心1 m處測(cè)得總聲級(jí)為80.2 dBA。由于設(shè)備外部為球形薄殼,將其理想化為各向均勻的球面聲源,根據(jù)聲壓測(cè)量值及聲阻抗計(jì)算設(shè)備球形表面的質(zhì)點(diǎn)速度見(jiàn)圖3(a),作為強(qiáng)制邊界條件,施加在有限元模型中設(shè)備球形空腔表面。根據(jù)測(cè)點(diǎn)聲壓計(jì)算得到輻射聲功率見(jiàn)圖3(b),作為統(tǒng)計(jì)能量分析模型的輸入功率。由圖3可見(jiàn)噪聲源在200 Hz處存在能量峰值。

圖3 噪聲源聲學(xué)特性Fig.3 Acoustic characteristics of the noise source

為評(píng)估通道平均噪聲水平及采取降噪措施的平均效果,對(duì)有限元法計(jì)算結(jié)果在通道空間上進(jìn)行平均,統(tǒng)計(jì)能量分析結(jié)果覆蓋全頻段。兩種方法得到隔艙2內(nèi)及通道的1/3倍頻程聲壓頻譜結(jié)果見(jiàn)圖4。隔艙1和3與隔艙2的計(jì)算結(jié)果相近,故以隔艙2為例。圖4表明兩種方法的分析結(jié)果在300 Hz以下差異較大,原因是統(tǒng)計(jì)能量分析的高模態(tài)重疊率和模態(tài)密度等要求在該頻段上無(wú)法滿足。300 Hz以上,兩種方法結(jié)果差異小于2.5 dB。以400 Hz為界,低頻及高頻段分別采用有限元法及統(tǒng)計(jì)能量分析法,分析結(jié)果得到隔艙2及通道的全頻段噪聲頻譜見(jiàn)圖5,隔艙2內(nèi)和通道總聲級(jí)分別為96.8 dBA和73.4 dBA,可見(jiàn)盡管隔艙有較好的降噪效果,但通道聲壓級(jí)遠(yuǎn)超出聲級(jí)限值要求60 dBA。

4 噪聲控制與分析

4.1 吸聲處理

為降低通道聲壓級(jí),需使聲源輻射功率盡可能多地在隔艙內(nèi)部耗散,因此在隔艙內(nèi)側(cè)壁覆蓋三聚氰胺泡沫,提高隔艙內(nèi)平均吸聲系數(shù),以提高對(duì)高頻聲功率的耗散能力,其中艙壁一側(cè)覆蓋80 mm厚泡沫,其他面板覆蓋60 mm厚泡沫。采取吸聲處理后的噪聲譜分析結(jié)果見(jiàn)圖6,由于3個(gè)隔艙內(nèi)噪聲均降低了約7 dB,降噪作用的疊加使通道噪聲降低了10.4 dB,總聲壓級(jí)降低至63 dBA,噪聲頻譜峰值在200 Hz附近。

圖4 艙內(nèi)噪聲頻譜Fig.4 SPL spectra of interior noise

圖5 艙內(nèi)噪聲聲壓級(jí)全頻段頻譜Fig.5 Full band spectra of SPL of interior noise

4.2 結(jié)構(gòu)優(yōu)化

隔艙蓋板是噪聲由隔艙內(nèi)傳遞至通道的主要路徑,在蓋板內(nèi)埋設(shè)加強(qiáng)梁改變模態(tài)振型同時(shí)抑制模態(tài)振幅,以降低隔艙在200 Hz附近向通道的噪聲傳遞。在蓋板內(nèi)埋設(shè)H型截面梁,蓋板結(jié)構(gòu)修改前后在200 Hz附近的主要振型見(jiàn)圖7,埋梁后蓋板振型節(jié)線及峰值點(diǎn)位置發(fā)生變化。

圖6 增加吸聲處理后的艙內(nèi)噪聲Fig.6 SPL of noise after absorption treatment

圖7 蓋板200 Hz附近振型Fig.7 Vibration modes of the cover plate around 200 Hz

圖8 蓋板200 Hz附近模態(tài)引起的艙內(nèi)噪聲(實(shí)線：原設(shè)計(jì),虛線：修改后)Fig.8 Interior noise induced by cover plate modes around 200 Hz(Solid line： original design,dashed line：after modification)

修改前后蓋板在200 Hz附近的3個(gè)模態(tài)引起的通道噪聲頻譜見(jiàn)圖 8,原結(jié)構(gòu)頻率為204.4 Hz的模態(tài)是引起通道噪聲的主要模態(tài),結(jié)構(gòu)修改使該模態(tài)引起的通道聲壓頻譜在200 Hz附近下降,見(jiàn)圖8(b),其他兩階模態(tài)為次要模態(tài),結(jié)構(gòu)修改后其引起的通道聲壓有一定增大,但其對(duì)噪聲總能量的貢獻(xiàn)遠(yuǎn)低于主要模態(tài),見(jiàn)圖8(a)和圖8(c)。

結(jié)構(gòu)修改前后,通道噪聲仿真結(jié)果對(duì)比見(jiàn)圖9,主要由于噪聲頻譜200 Hz處峰值下降,同時(shí)各頻段噪聲能量低于結(jié)構(gòu)修改前,使總聲級(jí)下降至59.1 dBA,達(dá)到設(shè)計(jì)要求。高頻噪聲有較大降低的原因是蓋板剛度增大提高了其高頻隔聲量。

圖9 蓋板結(jié)構(gòu)修改前后通道噪聲對(duì)比Fig.9 Comparison of SPL before and after plate modification

5 結(jié)論

1)采用有限元法和統(tǒng)計(jì)能量分析法對(duì)安裝6個(gè)高聲級(jí)噪聲源設(shè)備的載人航天器進(jìn)行艙內(nèi)噪聲仿真,在300 Hz以上兩種方法的結(jié)果差異小于2.5 dB,從而綜合兩種方法的結(jié)果得到艙內(nèi)噪聲的全頻段頻譜,通道總聲級(jí)為73.4 dBA。

2)依據(jù)聲學(xué)仿真分析結(jié)果,對(duì)隔艙進(jìn)行吸聲處理和結(jié)構(gòu)優(yōu)化。在隔艙內(nèi)側(cè)壁覆蓋三聚氰胺吸聲泡沫以提高對(duì)高頻噪聲的吸收,在隔艙蓋板埋設(shè)加強(qiáng)梁抑制其低頻模態(tài)振幅,降低蓋板與聲場(chǎng)的耦合作用,使通道噪聲總聲級(jí)降至59.1 dBA,滿足設(shè)計(jì)要求。