仲作陽(yáng)，張海聯(lián)，周建平

（1.中國(guó)載人航天工程辦公室，北京 100034；2.載人航天總體研究論證中心，北京 100094）

·工程技術(shù)·

空間站核心艙的全頻域聲振環(huán)境仿真預(yù)示研究

仲作陽(yáng)1，2，張海聯(lián)2，周建平1

（1.中國(guó)載人航天工程辦公室，北京 100034；2.載人航天總體研究論證中心，北京 100094）

空間站的設(shè)備功率大、噪聲源數(shù)目多、聲振環(huán)境特性復(fù)雜，為確保艙段噪聲指標(biāo)滿足要求，基于聲學(xué)有限元、統(tǒng)計(jì)能量分析以及FE-SEA混合方法，建立了整艙全頻段的復(fù)雜聲振耦合精細(xì)化噪聲仿真模型。對(duì)環(huán)控、熱控及推進(jìn)分系統(tǒng)等多種噪聲源單獨(dú)工作或同時(shí)工作時(shí)密封艙內(nèi)的噪聲進(jìn)行仿真，得到了艙內(nèi)全頻域噪聲水平特性分布，并對(duì)現(xiàn)有吸聲降噪措施進(jìn)行了對(duì)比評(píng)價(jià)。研究結(jié)果表明：目前設(shè)計(jì)狀態(tài)下，三個(gè)睡眠區(qū)、小柱段工作通道和大柱段工作通道總的聲壓級(jí)在個(gè)別頻率點(diǎn)處略微偏高，是后續(xù)噪聲控制的重點(diǎn)。

空間站；全頻域聲振環(huán)境；統(tǒng)計(jì)能量分析；聲學(xué)有限元；FE-SEA混合法

1 引言

空間站在軌運(yùn)營(yíng)和長(zhǎng)期載人飛行期間，持續(xù)、過(guò)度的噪聲環(huán)境會(huì)危害航天員的身心健康，并影響工作效率［1］。長(zhǎng)期微重力環(huán)境下，低頻噪聲和次聲波對(duì)人體生理健康的傷害尤為嚴(yán)重［2］，因此需要對(duì)空間站的艙內(nèi)噪聲進(jìn)行預(yù)測(cè)、評(píng)價(jià)和控制［3-4］。NASA對(duì)國(guó)際空間站的長(zhǎng)期在軌噪聲控制給予了極大的重視［5］，在設(shè)計(jì)階段就提出了系統(tǒng)級(jí)和單機(jī)的噪聲指標(biāo)，將其作為一個(gè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)因素來(lái)考慮，在噪聲評(píng)價(jià)與控制研究方面獲得了寶貴的理論積累和工程經(jīng)驗(yàn)。但截至2015年，在軌測(cè)試結(jié)果顯示，美國(guó)節(jié)點(diǎn)艙3內(nèi)的噪聲值仍然較高（為61.5 dBA），俄羅斯各艙段噪聲測(cè)量值的超標(biāo)問(wèn)題則普遍比較突出［4］。

準(zhǔn)確的聲振環(huán)境預(yù)示是指導(dǎo)空間站系統(tǒng)減振降噪設(shè)計(jì)、提出分系統(tǒng)設(shè)備減振降噪指標(biāo)，以及設(shè)計(jì)地面試驗(yàn)方案與試驗(yàn)條件制定的重要依據(jù)［6］。對(duì)于我國(guó)空間站：一方面，由于不同性質(zhì)噪聲源在艙內(nèi)的噪聲傳播路徑和頻域特性均不相同，其全頻域的動(dòng)力學(xué)環(huán)境特性很復(fù)雜，導(dǎo)致聲振環(huán)境預(yù)示的難度很大；另一方面，由于其結(jié)構(gòu)形式、材料屬性非常復(fù)雜，整個(gè)預(yù)示模型可能出現(xiàn)子系統(tǒng)模態(tài)密度差異較大的情況。比如，空間站本體的主承力結(jié)構(gòu)往往剛度較大、模態(tài)稀疏，而站體大型外壁板、內(nèi)飾板等結(jié)構(gòu)的面積-質(zhì)量比較大，模態(tài)密集，對(duì)高頻激勵(lì)十分敏感［7］。

目前的各種聲振環(huán)境分析手段主要是針對(duì)某個(gè)頻段有效，因此全頻域的聲振環(huán)境預(yù)示難以用單一的分析方法實(shí)現(xiàn)［8］。例如在低頻段，由于空間站結(jié)構(gòu)和聲腔的模態(tài)較為稀疏，有限元和邊界元等基于單元離散技術(shù)的方法較為實(shí)用；而在高頻段，結(jié)構(gòu)和聲腔的模態(tài)密集且隨機(jī)特性影響突出，模態(tài)間的重疊現(xiàn)象也比較嚴(yán)重，因此統(tǒng)計(jì)能量分析和能量有限元分析等方法在工程上應(yīng)用較多。然而，當(dāng)系統(tǒng)內(nèi)的子結(jié)構(gòu)或子系統(tǒng)模態(tài)密度差異較大時(shí)，即一部分子結(jié)構(gòu)或子系統(tǒng)在某個(gè)頻段模態(tài)密集（波長(zhǎng)較短），而另一部分模態(tài)稀疏（波長(zhǎng)較長(zhǎng)），系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性尤其復(fù)雜，這個(gè)頻段的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題稱之為“中頻”問(wèn)題。中頻段力學(xué)和聲振環(huán)境的預(yù)示問(wèn)題，采用傳統(tǒng)的低頻或高頻分析方法均很難解決。該問(wèn)題一直是國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)和難點(diǎn)［9］，主要研究方法包括區(qū)域分解技術(shù)（Domain Decomposition）［10］、波基方法（Wave-based Method，WBM）［11］、有限元-統(tǒng)計(jì)能量（FE-SEA）混合方法［12］以及FEA-EFEA混合方法［13］等。

由于全頻域聲振環(huán)境預(yù)示問(wèn)題涉及聲場(chǎng)與結(jié)構(gòu)耦合建模方法、結(jié)構(gòu)與聲的耦合效應(yīng)分析、激勵(lì)源特別是聲源的模擬技術(shù)、關(guān)鍵力學(xué)參數(shù)獲取，以及力學(xué)環(huán)境預(yù)示的試驗(yàn)驗(yàn)證等一系列關(guān)鍵技術(shù)，故而該領(lǐng)域一直備受國(guó)內(nèi)外學(xué)者的關(guān)注。

空間站噪聲控制是一個(gè)跨越整個(gè)方案、初樣、正樣、在軌全研制周期，要求總體、分系統(tǒng)、單機(jī)共同參與的系統(tǒng)工程。而載人航天器復(fù)雜聲振系統(tǒng)的全頻域響應(yīng)分析技術(shù)是制約空間站噪聲控制設(shè)計(jì)的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。本文擬基于聲學(xué)有限元、統(tǒng)計(jì)能量分析以及FE-SEA混合方法，建立整艙全頻段的復(fù)雜聲振耦合精細(xì)化噪聲仿真模型，對(duì)核心艙全頻域噪聲特性進(jìn)行評(píng)價(jià)。

2 空間站核心艙全頻域聲振耦合精細(xì)化仿真模型

2.1 “低頻”有限元仿真模型

本節(jié)基于聲學(xué)有限元方法，采用聲振耦合分析軟件LMS Virtual Lab Acoustics進(jìn)行整艙聲振耦合建模與仿真分析。整艙結(jié)構(gòu)有限元分析模型共計(jì)74.3萬(wàn)個(gè)節(jié)點(diǎn)、86.6萬(wàn)個(gè)單元。聲腔有限元模型按照最大單元的邊長(zhǎng)應(yīng)小于計(jì)算頻率最短波長(zhǎng)1／6的原則，共計(jì)112.5萬(wàn)個(gè)節(jié)點(diǎn)，410萬(wàn)個(gè)體單元。利用軟件統(tǒng)計(jì)可知，100%單元的計(jì)算上限頻率都能達(dá)到460.2 Hz，有80%的單元能夠計(jì)算到807 Hz。具體的建模流程及仿真要素如下［6，14］：

1）如圖1所示，首先基于三維幾何建模軟件Pro／E和網(wǎng)格劃分軟件HyperMesh分別建立其結(jié)構(gòu)有限元模型和聲腔有限元模型；

2）在不考慮結(jié)構(gòu)和聲場(chǎng)耦合效應(yīng)的情況下，基于有限元分析軟件MSC.Pantran／Nastran計(jì)算艙段的結(jié)構(gòu)模態(tài)和載荷作用下的速度響應(yīng)；

3）將結(jié)構(gòu)有限元模型、聲腔有限元模型以及速度邊界條件分別導(dǎo)入聲學(xué)分析軟件LMS Virtual Lab Acoustics進(jìn)行聲振網(wǎng)格映射，并設(shè)置聲學(xué)邊界條件，求解艙內(nèi)聲場(chǎng)分布。

限于網(wǎng)格密度和計(jì)算機(jī)配置水平，本文中非聲振耦合聲腔噪聲仿真分析頻率范圍為中心頻率20～630 Hz的16個(gè)1／3倍頻程頻帶。聲振耦合噪聲仿真分析頻率范圍為中心頻率31.5～100 Hz的6個(gè)1／3倍頻程頻帶。

2.2 “高頻”統(tǒng)計(jì)能量分析模型

本節(jié)基于統(tǒng)計(jì)能量分析法，采用軟件VA one進(jìn)行整艙高頻噪聲建模與仿真分析。主要根據(jù)空間站核心艙初樣三維模型，構(gòu)型布局方案、材料聲學(xué)特性、已識(shí)別的噪聲源、噪聲源頻譜特性、噪聲源機(jī)械干擾力譜等輸入條件，建立核心艙的統(tǒng)計(jì)能量聲振耦合仿真分析模型，如圖2所示。

1）劃分子系統(tǒng)。首先將系統(tǒng)FE模型導(dǎo)入軟件VA one中，然后根據(jù)設(shè)計(jì)研究的需要在模型上選取點(diǎn)，建立系統(tǒng)或部件級(jí)別的聲腔和結(jié)構(gòu)子系統(tǒng)。

2）創(chuàng)建及應(yīng)用各種物質(zhì)、屬性和參數(shù)。首先針對(duì)不同的子系統(tǒng)分別確定其材料特性參數(shù)，對(duì)于復(fù)雜材料，需考慮其等效密度、等效彈性模量等屬性。然后將這些物理屬性應(yīng)用于相應(yīng)的子系統(tǒng)中。

3）確定系統(tǒng)的統(tǒng)計(jì)能量分析參數(shù)。主要包括模態(tài)密度、內(nèi)損耗因子、耦合損耗因子、輸入功率。

4）將各個(gè)結(jié)構(gòu)和聲學(xué)子系統(tǒng)連接起來(lái)成為完整的系統(tǒng)，確定模型中各個(gè)子系統(tǒng)的功率流平衡方程，進(jìn)而求解系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。

2.3 “中頻”有限元-統(tǒng)計(jì)能量混合模型

本文依據(jù)統(tǒng)計(jì)能量子系統(tǒng)劃分原則，將空間站核心艙共劃分為532個(gè)結(jié)構(gòu)子系統(tǒng)和56個(gè)聲腔子系統(tǒng)。

圖3給出了具體的系統(tǒng)級(jí)高頻噪聲仿真流程及要素。具體地：

在上一節(jié)的統(tǒng)計(jì)能量模型中，我們已利用Va One軟件計(jì)算得到了模型的中高頻聲振響應(yīng)。但在100～500 Hz頻段范圍內(nèi)，由于各子系統(tǒng)之間的模態(tài)密度差異較大，得到的結(jié)果不一定精確。在該頻段，本節(jié)將對(duì)統(tǒng)計(jì)能量模型加以修改，應(yīng)用有限元-統(tǒng)計(jì)能量混合法分析該頻段的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。

本文所建空間站核心艙的有限元-統(tǒng)計(jì)能量混合分析模型如圖4所示，將剛度較大的梁、筋等結(jié)構(gòu)子系統(tǒng)劃分為有限元子系統(tǒng)，進(jìn)行模態(tài)求解。結(jié)合上節(jié)的統(tǒng)計(jì)能量仿真分析模型，將所建有限元子系統(tǒng)與統(tǒng)計(jì)能量結(jié)構(gòu)子系統(tǒng)和聲腔子系統(tǒng)分別進(jìn)行混合連接，得到空間站核心艙的有限元-統(tǒng)計(jì)能量混合仿真分析模型，其中藍(lán)色連接為有限元-統(tǒng)計(jì)能量混合連接。

在長(zhǎng)期載人飛行中，空間站的環(huán)控通風(fēng)系統(tǒng)、壓氣機(jī)／液冷模塊以及控制力矩陀螺（CMG）等設(shè)備均會(huì)產(chǎn)生噪聲。目前，空間站已經(jīng)對(duì)噪聲源進(jìn)行了系統(tǒng)性的識(shí)別，共梳理出41種噪聲源，共60余臺(tái)設(shè)備。在上述模型中已對(duì)所有噪聲源逐個(gè)進(jìn)行了特征分析、合理簡(jiǎn)化和建模加載，但限于篇幅所限，在此未對(duì)其頻譜特征及加載方式等進(jìn)行詳細(xì)記述。

3 空間站核心艙全頻域噪聲仿真結(jié)果

綜合“低頻”有限元模型、“中頻”有限元-統(tǒng)計(jì)能量混合模型和“高頻”統(tǒng)計(jì)能量模型的仿真結(jié)果，本節(jié)給出空間站核心艙的全頻域噪聲分布結(jié)果。其中，31.5～63 Hz頻帶內(nèi)的聲壓級(jí)主要由“低頻”有限元模型仿真得到，125～500 Hz頻帶內(nèi)的聲壓級(jí)主要由“中頻”有限元-統(tǒng)計(jì)能量混合模型仿真得到，1000～8000 Hz頻帶內(nèi)的聲壓級(jí)則主要由“高頻”統(tǒng)計(jì)能量模型仿真得到。

圖5和圖6分別給出了核心艙睡眠區(qū)和工作區(qū)通道在粘貼吸聲材料前后的全頻域聲壓級(jí)分布?？梢钥吹剑谀壳霸O(shè)計(jì)階段，三個(gè)睡眠區(qū)、小柱段工作通道和大柱段工作通道總的聲壓級(jí)在個(gè)別頻率點(diǎn)處略微偏高，是后續(xù)噪聲控制的重點(diǎn)。采用現(xiàn)有吸聲降噪措施后，對(duì)三個(gè)睡眠區(qū)約有2.04～4.55 dBA左右的降噪效果，工作通道的降噪效果則偏弱。此外，吸聲材料措施對(duì)250 Hz以上頻率有一定降噪效果，但對(duì)63 Hz則效果微弱，需進(jìn)一步從噪聲源頭采取措施。

基于上述結(jié)果，仿真模型后續(xù)將根據(jù)空間站核心艙初樣最終構(gòu)型布局及噪聲源分布、材料聲學(xué)特性、初樣單機(jī)噪聲源聲功率測(cè)試結(jié)果、初樣整艙艙內(nèi)噪聲水平測(cè)試結(jié)果，修正噪聲水平仿真分析模型，為未來(lái)正樣研制階段、在軌運(yùn)行階段進(jìn)行準(zhǔn)確的噪聲水平預(yù)測(cè)奠定基礎(chǔ)。

4 結(jié)論

本文基于聲學(xué)有限元法、統(tǒng)計(jì)能量分析法以及FE-SEA混合法建立了空間站核心艙的精細(xì)化全頻域聲振耦合噪聲仿真分析模型，對(duì)空間站的全頻域噪聲水平特性進(jìn)行評(píng)價(jià)，結(jié)果表明：目前設(shè)計(jì)狀態(tài)下，三個(gè)睡眠區(qū)、小柱段工作通道和大柱段工作通道總的聲壓級(jí)在個(gè)別頻率點(diǎn)處略微偏高，是后續(xù)噪聲控制的重點(diǎn)；采用現(xiàn)有吸聲降噪措施后，對(duì)三個(gè)睡眠區(qū)約有2.04～4.55 dBA左右的降噪效果，工作通道的降噪效果則偏弱；系統(tǒng)需進(jìn)一步辨識(shí)艙內(nèi)振動(dòng)噪聲的傳遞路徑，找出重點(diǎn)噪聲源，開(kāi)展空間站核心艙內(nèi)噪聲控制措施設(shè)計(jì)。

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Research on Full-frequency Vibroacoustic Simulation and Prediction in Core Module of Space Station

ZHONG Zuoyang1，2，ZHANG Hailian2，ZHOU Jianping1
（1.China Manned Space Agency，Beijing 100034，China；2.Manned Space Technology System Center，Beijing 100094，China）

Due to the high equipment power and numerous noise sources in the space station，the vibro-acoustic environment in the space station is quite complex.To satisfy the noise index requirements，the acoustic finite element method，the statistical energy analysis method and the FE-SEA hybrid method were adopted to establish a complicated vibration-acoustics coupling simulation model for the core module of the space station.By multi-condition simulation，the distribution characteristics of the“Full-Frequency”noise level were obtained.The results showed that the total sound pressure of the three sleep quarters，the small column segment working corridor and large column working corridor was slightly high at certain frequencies in the current design state，which will be the focus of subsequent noise control.

space station；full-frequency noise prediction；statistical energy analysis；acoustic finite element；FE-SEA hybrid method

V476.1；O328

A

1674-5825（2017）06-0719-05

2017-01-13；

2017-09-11

國(guó)家自然科學(xué)基金（11402303）；中國(guó)博士后科學(xué)基金一等資助（2016M592931）和特別資助（2017T100830）

仲作陽(yáng)，男，博士后，研究方向?yàn)榭臻g站噪聲評(píng)價(jià)與控制。E-mail：zhongzuoyang123＠163.com

（責(zé)任編輯：康金蘭）