航天器组件产品噪声试验方法综述

2020-10-19沈志强张俊刚晏廷飞方贵前

航天器环境工程 2020年4期

罗纪，沈志强，张俊刚，晏廷飞，方贵前

（北京卫星环境工程研究所，北京 100094）

0 引言

航天器在发射和飞行过程中会经受多种动力学环境，其中，由发动机在起飞阶段的排气噪声和气动噪声引起的结构振动直接作用于航天器或者飞行器整流罩表面。这种严酷的声环境将诱发航天器严重的振动响应，导致结构破坏甚至失效。国内外针对航天器声试验方法都制定了相关标准。但是这些标准基本是针对航天器系统级产品，而对于航天器组件产品的声试验方法并没有相关标准。

目前我国的航天器系统级产品噪声试验基本都是在混响室内完成，而组件产品的噪声试验有可能使用行波管完成；组件产品与系统级产品在试验中的控制方式也存在差异。因此本文充分参考和汲取了国内外最新的航天器环境试验相关标准和技术文献的先进内容，如美军标MIL-STD-810G Method 515.6 Acoustic Noise Testing[1]，英国军用标准 DEF STAN 00-35 Part 3 中 Chapter 2-08 和 Chapter 2-09，北大西洋公约组织标准AECTP-400.402《力学环境试验》[2]，美军标MIL-STD-1540E《运载器、上面级和航天器试验要求》[3]，欧洲航天标准ECSSE-10-03A《航天工程试验》[4]，ISO/WD 15864《航天系统—航天器、分系统和单元的通用试验标准》的7.14节“噪声试验”部分[5]，英国国防部标准DEF STAN 00-35《国防装备环境手册第三部分：环境试验方法》[6]，NASA-STD-7001A《有效载荷声振试验准则》[7]和马歇尔空间飞行中心技术文件MSFCDOC-2042《先进固体火箭助推器振动、噪声和冲击设计及试验准则》[8]等，并结合我国当前试验设备能力和试验技术的发展，通过充分调研，了解同行业各单位的工作实际，根据试验验证情况，以GJB 1027A《运载器、上面级和航天器试验要求》[9]为指导，参考 GJB 1197—1991《卫星声试验方法》[10]和QJA 261—2014《弹箭产品噪声试验方法》[11]中行波声场试验部分和GJB 1197A《航天器声试验方法》[12]的相关内容，对航天器组件产品噪声试验方法进行综述，以期为航天器组件产品噪声试验方法标准及规范制定提供参考。

1 航天器组件产品噪声试验方法

目前国内外航天器组件常用的噪声试验方法有混响声场试验方法和行波声场试验方法。

1.1 混响声场试验方法

典型的混响试验系统（如图1所示）主要由混响室本体、声源系统和测量系统等组成。混响声场噪声试验适合尺寸较大、结构较为复杂、试验量级要求不严酷的产品的试验。混响声场能够诱发100 Hz以上的振动，可利用噪声激励内部安装的装备的动力学响应，作为机械振动试验的补充。混响室的体积应满足试验条件所规定的最低试验频率的要求，在航天器组件试验声谱中最低试验频率一般为31.5 Hz；在此频率以上，混响室应具有足够的模态数，以保证对航天器组件的固有特性能够充分激励。工程上一般建议在试验频域的最低1/3倍频程带宽内有7个或7个以上的模态。在设计混响室时，选取具有最佳尺寸比的长、宽、高，可以尽可能提高低频区模态数，获得最佳控制效果。如有困难，混响室体积至少应为航天器体积的10倍。目前国内航天器噪声试验用混响室中，体积最小的为北京卫星环境工程研究所研制的112 m3混响室。

图1 混响声场试验系统工作原理Fig. 1 Principle of the reverberation chamber test system

混响室噪声试验适用于较大尺寸产品，以及在运载器、动力设备和其他高强度声源产生的噪声场中工作的装备或结构。

1.2 行波声场试验方法

行波声场试验方法是声试验另一种常用的方法，其原理如图2所示。典型的试验装置称作行波管，主要是由声发生器、喇叭、行波试验段及行波终端组成。与混响声场相比，行波声场只需较小的声功率就可以产生较高的声压级，还具有周向相关和沿声传播方向声压级易调的特点；行波声场可以在较小的截面内产生较高的声压级，基本不受频率的限制，特别是管内容易产生低频声场，声场和频率都比较均匀。因此对于混响声场难以达到的试验量级，可以考虑用行波声场试验方法。行波声场试验一般适用于模拟局部强声源，以及外露表面受气动紊流激励的产品进行高量级噪声输入的试验。实际上对于产品尺寸较小的航天器组件，根据其实际飞行状态，都可以用行波管模拟其受试环境。

图2 行波声场系统组成原理Fig. 2 The principle of the progressive wave tube system

为了适应试验要求，行波试验段管道截面可选择圆形或矩形。对于壁板试验，矩形截面可能更合适；而外挂可能在圆形截面的管道中试验更为方便。气流扬声器产生的噪声通过一个合适的喇叭耦合进入工作段的一端，行至平滑管道的另一端时，再通过另一个号筒耦合进入吸声的终端装置。为了将管道中的驻波效应减至最小，要求管道末端在工作频率范围内达到最大吸声效果。噪声沿管道传播，并以行波的方式施加在试件表面。若试件安装在管道内，行波将施加在试件的整个外表面；若试件安装在管道壁上，噪声将仅施加于壁板的一面。采用哪种方法将取决于试件及其飞行过程中的使用情况。

行波声场具有以下特点：

1）既可以完成高声强的噪声试验，又可以完成总声压级较低的噪声试验；

2）行波声场简单，易于实现，成本较低，并且可以根据产品的需要设计行波试验段截面形状；

3）行波声场试验主要适用于表面承受压力脉动的装备，同样适用于某些特殊的航天器产品，试验方法相同。

2 航天器组件产品噪声试验要求

2.1 声试验设备要求

2.1.1 混响室要求

GJB 1197A《航天器声试验方法》规定“最低可用频率处1/3倍频程内至少应具有7个模态”。目前航天器组件噪声试验，倍频程最低试验中心频率31.5 Hz，1/3 倍频程试验最低中心频率为 20 Hz。实际上对于容积在2000 m3以下的混响室在31.5 Hz处很难达到7个模态。以北京卫星环境工程研究所 660 m3混响室为例，中心频率 31.5 Hz处 1/3倍频程内计算模态是3个；1070 m3混响室，中心频率31.5 Hz处1/3倍频程内计算模态是5个。航天器组件产品较航天器整器小很多，使用小型混响室就可以完成试验。然而混响室体积越小，低频处模态数越少；当小型混响室不能满足试验低频要求的模态数时，可以通过减小低频喇叭的截止频率、提高低频声发生器的声功率等措施提高混响室低频处试验能力。

GJB 1197和GJB 1197A都没有对混响室大门的要求进行规定，但是一般航天器组件的最低试验频率为25 Hz，为避免引起共振，大门的基频应该低于试验的最低频率，一般要求大门的基频≤20 Hz。

2.1.2 行波管要求

GJB 1197A没有针对航天器在行波管中的试验提出规定，但在GJB 1197—1991中有相关规定如下：

1）典型的行波管截面有圆形和方形两种；

2）行波管试验段的横截面积应满足减少辐射阻尼和避免出现横向驻波的要求；

3）行波管的终端装置应能吸收95%以上的声能，并使气流自由通过；

4）当预定声环境沿纵向有变化时，行波管试验段的横截面积沿纵向应做相应的变化。

参照英国国防部军用标准 DEF STAN 00-35，对进行航天器组件噪声试验的行波管还应要求：

1）最高总声压级能力应满足试验要求；

2）为保证声场的均匀性和有效声功率，行波管的工作截面应大于航天器组件尺寸的10%～25%，例如：最典型的圆柱形组件，组件与行波管之间的环形空隙应该是组件直径的10%～25%。

2.1.3 声源要求

声源系统由声发生器、功率放大器、喇叭等组成，一般要求如下：

1）声发生器提供的声功率满足试验要求；

2）功率放大器的频率范围满足宽带噪声控制要求；

3）应能产生随机噪声，满足所需声压级、声谱等要求。

2.1.4 其他设备要求

航天器组件产品进行噪声试验时，还会用到气源系统、控制系统、测量系统等相关仪器设备，这些设备的要求与航天器系统级产品要求相同，本文不做详细论述。

2.2 安装要求

2.2.1 航天器组件混响室内安装要求

1）GJB 1197A规定声控制传感器要求距离墙壁和产品的距离＞0.5 m。以前的混响室较小，不能同时满足该要求，而现在国内的混响室尺寸均能满足该要求。因此航天器组件在混响室中的摆放要求，组件外缘距离混响室内壁表面应＞1.0 m。

2）对于航天器组件与支撑装置组成的整个系统的固有频率要求，GJB 150.17A—2009规定：带试件的支撑系统的共振频率应选择＜25 Hz或1/4最低试验频率，两者取其小者；GJB 1027A—2005规定，试件与隔振装置组成的系统的一阶频率应低于试验频率下限；GJB 1197—1991和 GJB 1197A规定，卫星和悬挂（或支撑）装置组成的整个系统的固有频率应低于25 Hz。结合以上几个标准要求，航天器组件和支撑（或悬挂）装置组成的整个系统的一阶固有频率应低于25 Hz，并低于试验频率下限。

2.2.2 航天器组件产品行波管内安装要求

1）行波管内的航天器组件与支撑装置组成的整个系统的固有频率要求，与混响室内的要求一致。

2）GJB 1197—1991中有关于多管行波装置的规定，但是由于航天器组件与整器的区别，一般航天器组件在行波声场中试验时，不需要多管行波装置，因此对于航天器组件在多管装置中的安装可不做要求。QJA 261—2014中规定：产品为壁板结构时，直接连接于行波管一侧管壁上，作为行波管的一部分暴露于噪声激励中，连接时需采取减振措施，受试面要与管道内表面齐平；非壁板结构安装时，轴线应与管道中心线平行，使声波沿产品轴向方向传播。实际试验过程中的做法也是与QJA 261—2014规定的一致。

3）航天器组件外表面距离管壁距离不小于组件截面尺寸的10%。

2.3 控制要求

2.3.1 混响声场控制要求

1）对于混响声场噪声控制传感器的个数，GJB 150.17A—2009规定，若在混响室内存在一个最佳的控制位置，则采用单点控制，并将该点作为控制点[13]；GJB 1197—1991 规定，卫星在混响声场试验时，需要安装3个以上控制传感器；GJB 1197A规定了混响室内试验采用四点及四点以上平均控制；GJB 1027A—2005规定，航天器组件在混响声场中试验时，至少需要4个位置相距较远的传声器来控制声试验条件。根据以上规定和实际试验情况，航天器组件在混响声场中试验时，一般采用四点或四点以上平均控制。

2）传感器在混响声场内的位置选择同GJB 150A—2009规定：距离航天器组件表面500 mm或放在航天器组件表面与混响室墙壁距离1/2处，两者取其较小者。航天器组件混响室内安装时，其外表面距离混响室表面应＞1 m，即航天器组件表面与混响室墙壁距离1/2处＞500 mm，因此航天器组件混响声场试验时，声传感器安装在组件表面与混响室内壁表面之间距离的1/2处，且距离组件和混响室内壁表面均≥0.5 m，同时还应要求传感器高度应位于组件的几何中心平面上。

2.3.2 行波声场控制要求

1）对于行波声场噪声控制传感器的个数，GJB 150.17A—2009规定，若在行波管内存在一个最佳的控制位置，则采用单点控制，并将该点作为控制点；GJB 1197—1991规定，卫星在单管行波试验时需要安装3个以上控制传感器；GJB 1197A和GJB 1027A—2005没有相关规定。考虑航天器组件比整星小很多，综合考虑以上情况，航天器组件在行波声场中试验时，可以采用两点或两点以上声谱及总声压级平均控制。

2）控制传感器在行波声场中的位置选择要求同GJB 150A—2009的规定相同，位于航天器组件相对的管道壁面上，并参照DEF STAN 00-35规定：也应使其只响应行波，用掠入射声校准传感器对其测得的声压级进行必要的修正。

3 试验程序

3.1 试验前调试

首先进行试验室预调。GJB 150.17A—2009规定对于开环控制的混响声场试验，应首先移开试件并证实在空室内能够达到规定的总声压级和谱型，然后将试件放回混响室，但没有明确预调的方法和过程；对于行波声场试验则没有提到预调的过程。GJB 1027A—2005对试验的预调和操作过程没有明确的规范。GJB 1197—1991和 GJB 1197A规定了卫星在混响室中试验时应进行空室调试、模拟件预调和使用被试卫星预调。实际应用过程中，因目前控制系统均是采用闭环控制，所以组件产品在混响室中试验时，空室调试的效果较好，一般都能满足试验要求，个别不能满足要求的可以采用被试产品低量级预调。