魏傳鋒，張 偉，曹劍峰，郝 平

（1.中國空間技術(shù)研究院 載人航天總體部；2.北京空間飛行器總體設計部：北京 100094）

0 引言

載人航天器密封艙為航天員工作和生活的場所，需要滿足航天員生命醫(yī)學要求。為確保航天員長期在軌駐留的身心健康，必須控制密封艙內(nèi)的噪聲水平，包括工作區(qū)噪聲和睡眠區(qū)噪聲。

在載人航天器方案設計階段，首先要進行噪聲源的識別，并對識別出的噪聲源單機進行單機降噪控制；然后結(jié)合載人航天器噪聲源的布局進行系統(tǒng)級降噪設計，并通過仿真分析評估載人航天器密封艙內(nèi)各個位置的噪聲水平，再以仿真結(jié)果為依據(jù)對降噪設計進行迭代。

在載人航天器的初樣和正樣研制階段，要進行密封艙噪聲測試，以驗證密封艙噪聲控制的設計與實施的效果。

本文以某中期駐留載人航天器為例，重點介紹其密封艙噪聲控制與試驗的方法。

1 噪聲控制要求

載人航天器密封艙噪聲分為瞬態(tài)噪聲和穩(wěn)態(tài)噪聲。其中瞬態(tài)噪聲主要由泄復壓、密封艙排氣等劇烈氣體波動引起，作用時間短，控制與驗證方法相對簡單。本文主要研究載人航天器密封艙穩(wěn)態(tài)噪聲的控制與試驗方法。參照國內(nèi)外載人航天醫(yī)學要 求[1]，一般穩(wěn)態(tài)噪聲的指標要求不大于65 dB(A)。

2 噪聲源的識別

載人航天器密封艙的噪聲源與其工作方式有關(guān)，主要來源于大型高速旋轉(zhuǎn)部件[2-3]，包括輻射傳播和振動傳導兩種方式。

1）輻射傳播：風機、風閥機構(gòu)、氣動噪聲、電子設備在工作時都會產(chǎn)生噪聲，但考慮噪聲的量級及產(chǎn)生頻率，氣動噪聲、電子設備及風閥機構(gòu)產(chǎn)生的噪聲遠小于風機產(chǎn)生的噪聲。因此，輻射傳播的噪聲源主要定位在密封艙內(nèi)的風機上。

2）振動傳導：大型控制力矩陀螺、流體回路泵均會產(chǎn)生振動傳導噪聲，其中流體回路泵的轉(zhuǎn)速和功率均小于大型控制力矩陀螺。因此，振動傳導的噪聲源主要定位在大型控制力矩陀螺上。

經(jīng)識別，載人航天器的主要噪聲源如表1所示。

表1 載人航天器主要噪聲源Table 1 Main noise sources of the manned spacecraft

3 噪聲控制措施

載人航天器密封艙內(nèi)噪聲控制的措施主要包括吸聲、隔聲、消聲、減振4 個方面，根據(jù)前面識別確認的主要噪聲源所采取的噪聲控制措施如下[4-5]。

1）吸聲措施

聲音一部分直接傳播到人耳，稱為直達聲；一部分通過室內(nèi)的各個界面多次反射后傳播到達人耳，稱為混響聲。人耳聽到的聲音為直達聲與混響聲的疊加[6]。通過在密封艙內(nèi)壁布置吸聲材料或采用吸聲構(gòu)造等，吸收部分反射聲能，可以降低噪聲。載人航天器密封艙艙壁直接參與構(gòu)成通風風道，聲音在傳播過程中可直接到達熱控泡沫表面并被吸收；密封艙內(nèi)裝飾材料選用美塔斯布中間縫制聚氨酯泡沫，對噪聲具有吸收功能。

2）隔聲措施

利用密封艙承載用的結(jié)構(gòu)儀器板及擋風簾將風機所在區(qū)域密閉，在滿足通風功能要求的同時，可實現(xiàn)隔聲降噪。

3）消聲措施

在風機所在的送風管路系統(tǒng)中增加消聲控制措施。例如，在風機的出口處增加靜壓箱，其作為阻性消聲器具有較寬的消聲頻率范圍，在中、高頻段的消聲效果尤為顯著。通過調(diào)整阻性消聲器的結(jié)構(gòu)形式、吸聲材料、流經(jīng)消聲器的氣流速度以及消聲器的有效長度等，可以提高噪聲控制效果。

4）減振措施

可通過降低振動源的振動或降低振動傳遞效率這2 種方式實現(xiàn)減振控制。前者主要是指對振源設備進行減振設計，后者則包括引入彈性減振元件以及增加振動傳播途徑的阻尼等。例如，將風機均安裝在蜂窩板上，蜂窩板結(jié)構(gòu)對振動具有阻尼減振效果；令風機的進口全部為自由端，出口管道全部為軟管連接，可以隔離風機對下游管路的振動傳遞。

4 噪聲環(huán)境仿真

根據(jù)載人航天器密封艙內(nèi)的實際噪聲源和控制措施，構(gòu)建的噪聲計算模型如圖1所示。噪聲源為4 臺風機和5 只控制力矩陀螺，其本體噪聲見表1。密封艙本體尺寸為柱段直徑3.5 m、長5 m。

圖1 密封艙內(nèi)噪聲計算模型Fig.1 Noise calculation model for the pressurized cabin

由噪聲計算模型仿真分析得出的艙體內(nèi)聲壓級水平分布結(jié)果如圖2所示，艙體內(nèi)聲壓級在睡眠區(qū)的分布結(jié)果如圖3所示。

圖2 艙體內(nèi)聲壓級水平分布仿真圖Fig.2 Simulation result of noise level distributions in the pressurized cabin

圖3 艙體內(nèi)睡眠區(qū)聲壓級分布仿真圖Fig.3 Simulation result of noise level distributions in sleeping area of the pressurized cabin

由仿真結(jié)果可知，經(jīng)吸聲、隔聲、消聲、減振控制后，密封艙內(nèi)的噪聲水平為55～62 dB(A)，滿足不大于65 dB(A)的指標要求。

5 噪聲測試

在正樣載人航天器總裝實施完畢后，全部噪聲源均加電工作，以與在軌飛行狀態(tài)一致的試驗狀態(tài)對密封艙內(nèi)的噪聲水平進行測試。

1）試驗狀態(tài)

測試時載人航天器內(nèi)的風機設備、控制力矩陀螺等噪聲源，以及與通風相關(guān)設備、管路和電纜等均與在軌狀態(tài)一致，按正常在軌飛行程序加電。

艙內(nèi)噪聲測試采用ISO-TECH 手持式聲級計（型號SLM-1352A），儀表量程為30～130 dB，精度為±1.5 dB，測量時選擇量程范圍為40～90 dB。

工作區(qū)及睡眠區(qū)的測點分布分別如圖4和圖5所示。

圖4 工作區(qū)測點分布示意圖Fig.4 Measurement points in the living &working area

圖5 睡眠區(qū)測點分布示意圖Fig.5 Measurement points in the sleeping area

2）試驗結(jié)果

測試結(jié)果的統(tǒng)計分析表明，密封艙內(nèi)的穩(wěn)態(tài)噪聲為57.2～60.8 dB，滿足不大于65 dB 的要求。同時可見，密封艙穩(wěn)態(tài)噪聲的實測結(jié)果與仿真結(jié)果相當，表明噪聲仿真可以用于方案階段對噪聲環(huán)境進行預估，并指導噪聲控制設計；噪聲控制的方法有 效，滿足醫(yī)學指標要求。

6 結(jié)束語

本文對載人航天器密封艙內(nèi)噪聲源進行了識別并提出了相應控制方案，對艙內(nèi)噪聲分布進行了仿真計算和實際測試，結(jié)果表明噪聲仿真計算模型及控制措施正確、有效，能滿足指標要求。本文提出的噪聲源識別方法、噪聲控制和試驗方法可為其他載人航天器噪聲控制設計和試驗提供參考。

（References）

[1] NASA SSP-500094 NASA/RSA joint specifications standards document for the ISS Russian segment[S].Rev.B, 2009:6-192

[2]馬大猷.現(xiàn)代聲學理論基礎(chǔ)[M].北京:科學出版社, 2004:15-30

[3]周新祥.噪聲控制及應用實例[M].北京:海洋出版社, 1999:1-434

[4]Lane S, Kenedy S, Richard R.Noise transmission studies of an advanced grid-stiffened composite fairing[J].Journal of Spacecraft and Rockets, 2007, 44(5):1131-1139

[5]Hill R E.Space shuttle crew module prior noise reduction efforts[R].The Acoustical Noise Working Group, Houston, USA, 1992

[6]Jennifer B N, Gregory L, Carlos S.Human engineer applied to International Space Station design, SAE972400[R]