游 進(jìn),金瑋瑋,沈鋒鋼

(中國空間技術(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展工作及保證睡眠,過高的噪聲環(huán)境則會嚴(yán)重影響航天員工作和休息,甚至造成暫時或永久性聽力損傷。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)噪聲聲級過高。2010年NASA技術(shù)報告表明國際空間站(International Space Station,ISS)部分艙段噪聲過大[1],如其第一個艙段曙光號多功能貨艙在發(fā)射前測試,噪聲聲壓級為65～72.5 dBA,第一個人員居住艙星辰號服務(wù)艙第一次駐人時工作區(qū)噪聲為65～77 dBA、睡眠區(qū)噪聲為61.6～63.8 dBA。ISS之后通過在軌更換低噪聲設(shè)備及實施多種吸聲、隔聲、消聲及隔振處理,使艙內(nèi)噪聲聲壓級有所降低,但部分艙段仍超出聲學(xué)指標(biāo)要求[2]。國內(nèi)對載人航天器艙內(nèi)噪聲控制也已開展研究與試驗,如對航天器艙內(nèi)主要噪聲源進(jìn)行識別,并從吸聲、隔聲、消聲、減振4個方面進(jìn)行噪聲控制[3],利用統(tǒng)計能量分析法(statistical energy analysis,SEA)對載人航天器設(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)計能量分析法作為聲場預(yù)測方法,以分別預(yù)測低頻及高頻噪聲。本文基于有限元法和統(tǒng)計能量分析法對載人航天器設(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)果趨同的特點確定各自分析的截止頻率,并評估艙內(nèi)噪聲總聲壓級。對設(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低頻噪聲傳遞貢獻(xiàn)最大的面板結(jié)構(gòu)模態(tài),通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化降低低頻聲透射,使艙內(nèi)總聲級滿足設(shè)計要求。

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)及聲波波長較大,適于用有限元法對聲固耦合問題進(jìn)行求解。耦合狀態(tài)下聲腔聲場的有限元方程見式(1)[5]：

式中,{p}是節(jié)點聲壓列向量,{q}是由體聲源形成的聲激勵列向量,[Q]、[D]和[H]分別是聲場質(zhì)量陣、阻尼陣和剛度陣,{w}是聲場的結(jié)構(gòu)邊界節(jié)點位移,[R]是聲場-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)振動有限元方程見式(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)-聲場耦合矩陣。

聯(lián)立式(1)和式(2)對聲場和結(jié)構(gòu)有限元方程進(jìn)行整合,得到存在力及聲激勵情況下的聲場-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)計能量分析法

高頻段結(jié)構(gòu)及聲波波長較小,模態(tài)重疊率高,統(tǒng)計能量方法可以較好模擬高頻段聲學(xué)特性。統(tǒng)計能量分析將結(jié)構(gòu)或聲場的相似模態(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)計能量分析方程見式(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)計能量分析的一個重要參數(shù),結(jié)構(gòu)面板與聲場間的耦合損耗因子一般通過面板的輻射效率及互易定理計算,反映了結(jié)構(gòu)面板與聲場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)組成見圖1。中部為航天員通道,四周為4個隔艙,其中隔艙1～3各安裝2臺相同的噪聲源設(shè)備,要求通道的平均總聲級不超過60 dBA。

采用VAOne軟件建立設(shè)備隔艙的有限元及統(tǒng)計能量分析模型,見圖2。設(shè)備呈球形,尺寸較大,會對聲場模態(tài)產(chǎn)生影響,建立隔艙內(nèi)聲場有限元模型時去掉設(shè)備所占球形空間,見圖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

在半消聲室對聲源進(jìn)行輻射聲壓測試,距聲源中心1 m處測得總聲級為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)聲壓測量值及聲阻抗計算設(shè)備球形表面的質(zhì)點速度見圖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)測點聲壓計算得到輻射聲功率見圖3(b),作為統(tǒng)計能量分析模型的輸入功率。由圖3可見噪聲源在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

為評估通道平均噪聲水平及采取降噪措施的平均效果,對有限元法計算結(jié)果在通道空間上進(jìn)行平均,統(tǒng)計能量分析結(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)果見圖4。隔艙1和3與隔艙2的計算結(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圖5,隔艙2內(nèi)和通道總聲級分別為96.8 dBA和73.4 dBA,可見盡管隔艙有較好的降噪效果,但通道聲壓級遠(yuǎn)超出聲級限值要求60 dBA。

4 噪聲控制與分析

4.1 吸聲處理

為降低通道聲壓級,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)果見圖6,由于3個隔艙內(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附近的主要振型見圖7,埋梁后蓋板振型節(jié)線及峰值點位置發(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(實線：原設(shè)計,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個模態(tài)引起的通道噪聲頻譜見圖 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,但其對噪聲總能量的貢獻(xiàn)遠(yuǎn)低于主要模態(tài),見圖8(a)和圖8(c)。

結(jié)構(gòu)修改前后,通道噪聲仿真結(jié)果對比見圖9,主要由于噪聲頻譜200 Hz處峰值下降,同時各頻段噪聲能量低于結(jié)構(gòu)修改前,使總聲級下降至59.1 dBA,達(dá)到設(shè)計要求。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)計能量分析法對安裝6個高聲級噪聲源設(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,通道總聲級為73.4 dBA。

2)依據(jù)聲學(xué)仿真分析結(jié)果,對隔艙進(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,降低蓋板與聲場的耦合作用,使通道噪聲總聲級降至59.1 dBA,滿足設(shè)計要求。