仲作陽(yáng)，張海聯(lián)，周建平

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

地月空間站艙段精細(xì)化聲振耦合建模與仿真

仲作陽(yáng)1，2，張海聯(lián)1，周建平2

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

在地月空間站長(zhǎng)期飛行中，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。地月空間站設(shè)備功率大、噪聲源數(shù)目多、噪聲指標(biāo)嚴(yán)苛，給噪聲控制和設(shè)計(jì)帶來(lái)很大的挑戰(zhàn)。為確保艙段噪聲指標(biāo)滿足要求，基于聲學(xué)有限元方法，根據(jù)已掌握的噪聲源頻譜特性、艙段構(gòu)型布局、設(shè)備安裝方式等建立整艙復(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，得到艙內(nèi)低頻噪聲水平特性分布。結(jié)果表明：聲振耦合下艙內(nèi)的總體噪聲水平遠(yuǎn)高于不考慮聲振耦合的情況，并導(dǎo)致三個(gè)航天員睡眠區(qū)頭部的聲壓級(jí)分布差異較大。此外，睡眠區(qū)粘貼吸聲材料后，對(duì)高頻段的吸聲降噪效果明顯，對(duì)中頻段有一定的降噪效果，但對(duì)低頻段幾乎不起作用。

地月空間站；聲振耦合；噪聲仿真與評(píng)價(jià)；聲學(xué)有限元

1 引言

地月空間站環(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）等環(huán)境控制設(shè)備，熱控制設(shè)備，姿態(tài)控制設(shè)備均會(huì)產(chǎn)生噪聲，長(zhǎng)時(shí)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，導(dǎo)致航天員的工作效率下降、睡眠質(zhì)量差、易產(chǎn)生疲勞，還會(huì)造成航天員之間的交流障礙，從而影響日常操作，甚至造成航天員的聽(tīng)力損傷或聽(tīng)閾偏移［1］。此外，長(zhǎng)期微重力環(huán)境下人體會(huì)發(fā)生一系列生理變化，低頻噪聲和次聲波的振幅大、能量高、穿透能力強(qiáng)，會(huì)直接通過(guò)骨骼傳導(dǎo)到人體，并與顱腔、內(nèi)臟器官形成共振，對(duì)人體生理健康的傷害更加嚴(yán)重［2］。因此需要對(duì)地月空間站的艙內(nèi)噪聲進(jìn)行評(píng)價(jià)、預(yù)測(cè)與控制。

NASA最早是從20世紀(jì)60年代“水星計(jì)劃”開(kāi)展載人航天器的噪聲研究的［3］，主要針對(duì)火箭點(diǎn)火、發(fā)射入軌階段和高速返回階段噪聲。NASA在航天飛機(jī)時(shí)代開(kāi)始重視解決運(yùn)行階段的艙內(nèi)噪聲問(wèn)題，但代號(hào)STS?57/SH?1任務(wù)的1/3倍頻程噪聲測(cè)量結(jié)果顯示，駕駛艙內(nèi)噪聲為63 dBA，儀器艙內(nèi)噪聲為68 dBA，仍然超標(biāo)［4］。在國(guó)際空間站時(shí)代，NASA對(duì)長(zhǎng)期噪聲控制給予了極大的重視，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)，將噪聲作為一個(gè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)因素來(lái)考慮，開(kāi)始嘗試建立國(guó)際空間站的聲學(xué)仿真模型，使用有限元、邊界元方法建立了低頻段的聲學(xué)仿真模型，使用聲線和統(tǒng)計(jì)能量分析的方法建立了高頻段聲學(xué)仿真模型［5］。接著，發(fā)展了設(shè)備的聲學(xué)測(cè)量、地面試驗(yàn)和振動(dòng)控制理論［4］。在空間站的噪聲評(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)。

目前，國(guó)內(nèi)關(guān)于長(zhǎng)期載人航天器的系統(tǒng)級(jí)噪聲仿真未見(jiàn)報(bào)道。劉經(jīng)建等［2］提出使用電子消聲器等主動(dòng)噪聲控制技術(shù)以噪制噪的處理方法。金巖等［6］對(duì)熱控分系統(tǒng)噪聲控制進(jìn)行了分析。魏傳鋒等［7］在地面模擬某正樣載人航天器的飛行狀態(tài)，并對(duì)其進(jìn)行噪聲測(cè)試。張帆等［1］采用統(tǒng)計(jì)能量分析法對(duì)全頻段空間站密封艙噪聲水平進(jìn)行了初步仿真評(píng)估，初步得到空間站系統(tǒng)級(jí)不同工況下的噪聲水平分布，為其降噪設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

綜上所述，我國(guó)地月空間站設(shè)計(jì)應(yīng)積極吸取國(guó)際空間站已驗(yàn)證的經(jīng)驗(yàn)和方法，在方案設(shè)計(jì)初期就充分重視噪聲環(huán)境。本文研究結(jié)果將為解決地月空間站艙內(nèi)噪聲的復(fù)雜聲振耦合問(wèn)題、減振降噪的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化、單機(jī)噪聲指標(biāo)要求的合理制定等提供理論基礎(chǔ)和技術(shù)保證，對(duì)促進(jìn)載人登月工程的順利實(shí)施具有重要意義。

2 地月空間站噪聲源分析

為開(kāi)展地月空間站的降噪工作，需要對(duì)艙內(nèi)的噪聲源進(jìn)行分析，并掌握噪聲源的噪聲輻射及干擾力能量的頻域分布。地月空間站上的主要噪聲源包括三類：風(fēng)機(jī)、泵和振動(dòng)源。

不同性質(zhì)的噪聲源引起的噪聲在艙內(nèi)傳播有不同的路徑。氣動(dòng)噪聲源的噪聲輻射直接通過(guò)艙內(nèi)氣體介質(zhì)傳播到達(dá)接收者，而機(jī)械噪聲源通過(guò)機(jī)械振動(dòng)將振動(dòng)能量傳遞至安裝基座，并以艙體結(jié)構(gòu)為媒介將振動(dòng)能量傳遞至遠(yuǎn)處引起噪聲輻射，最終通過(guò)艙內(nèi)氣體介質(zhì)傳播到達(dá)接受者。故而空間站全頻域的動(dòng)力學(xué)環(huán)境特性很復(fù)雜，在頻率較低時(shí)主要呈現(xiàn)確定性的動(dòng)力學(xué)特征，而在中高頻段則呈現(xiàn)明顯的隨機(jī)特性，從而導(dǎo)致其聲振環(huán)境預(yù)示的難度大大增加。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)。因此，載人航天器復(fù)雜聲振系統(tǒng)的響應(yīng)分析技術(shù)是制約地月空間站噪聲控制設(shè)計(jì)的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

此外，針對(duì)不同類型的載荷和平臺(tái)，美國(guó)對(duì)國(guó)際空間站制定了專門的指標(biāo)要求和NC曲線［8］，其中平臺(tái)的噪聲控制要求為NC?50。根據(jù)載荷工作時(shí)間的不同，將噪聲源分為穩(wěn)態(tài)噪聲源和間歇噪聲源［9］。我國(guó)也制定了相應(yīng)的航天醫(yī)學(xué)噪聲指標(biāo)。

3 地月空間站艙段復(fù)雜聲振耦合精細(xì)化聲學(xué)有限元仿真模型

3.1 建模流程及仿真要素

地月空間站噪聲控制是一個(gè)貫穿整個(gè)方案、初樣、正樣、運(yùn)行全研制周期，要求總體、分系統(tǒng)、單機(jī)共同參與的系統(tǒng)工程。在實(shí)施途徑上，總體主要進(jìn)行噪聲的指標(biāo)分解、系統(tǒng)仿真分析，提出系統(tǒng)控制措施和對(duì)各分系統(tǒng)和單機(jī)的要求，開(kāi)展系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證和噪聲的在軌檢測(cè)。本文基于聲學(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。具體的建模流程及仿真要素如下：

1）FEM/BEM法原則上可以求解具有任意表面形狀復(fù)雜彈性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)和聲輻射問(wèn)題。首先基于三維幾何建模軟件Pro/E和網(wǎng)格劃分軟件HyperMesh建立其聲腔有限元模型；

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）建立噪聲分析模型所需的一些必要的材料聲學(xué)特性參數(shù)或力學(xué)參數(shù)的參數(shù)庫(kù)，包括彈性模量、阻尼損耗因子、吸聲系數(shù)、穿孔率等；

4）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 Virtu?al lab Acoustics進(jìn)行網(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；

5）仿真模型后續(xù)根據(jù)航天器初樣階段的最終構(gòu)型布局及噪聲源分布，材料聲學(xué)特性，單機(jī)噪聲源聲功率測(cè)試結(jié)果、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、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)。

限于網(wǎng)格密度和計(jì)算機(jī)配置水平，本文非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。

3.2 結(jié)構(gòu)模型

由于整艙聲腔與振動(dòng)耦合效應(yīng)顯著，壓氣機(jī)和CMG等擾動(dòng)源引起的艙內(nèi)噪聲完全經(jīng)艙體結(jié)構(gòu)將振動(dòng)能量傳至艙內(nèi)，因此對(duì)密封艙主結(jié)構(gòu)、艙內(nèi)結(jié)構(gòu)（包括艙內(nèi)次結(jié)構(gòu)、睡眠區(qū)和衛(wèi)生區(qū)）及資源艙結(jié)構(gòu)均建立結(jié)構(gòu)有限元模型，結(jié)構(gòu)板均考慮結(jié)構(gòu)承重的影響。整艙結(jié)構(gòu)有限元分析模型共計(jì)743 178個(gè)節(jié)點(diǎn)、865 673個(gè)單元。

3.3 聲腔模型

本文在Hypermesh軟件中完成艙段聲腔的有限元網(wǎng)格劃分，在LMS Virtual lab Acoustics軟件中建立地月空間站的精細(xì)化聲振耦合有限元模型。艙段內(nèi)部的有限元網(wǎng)格是氣體網(wǎng)格，LMS Virtual lab Acoustic在進(jìn)行流體模型分析時(shí)，會(huì)考慮聲波的反射、衍射和折射等行為，因此結(jié)果與實(shí)際結(jié)果之間的誤差只能是由于材料定義不準(zhǔn)確、幾何建模精度不夠、邊界條件定義不準(zhǔn)確造成的，更重要的是在對(duì)聲場(chǎng)劃分網(wǎng)格時(shí)，網(wǎng)格劃分過(guò)于粗糙也會(huì)產(chǎn)生較大的誤差［10］。因此，為保證計(jì)算精度，對(duì)于線性模型劃分的最大單元的邊長(zhǎng)應(yīng)小于計(jì)算頻率最短波長(zhǎng)的1/6，或者要小于最高頻率點(diǎn)波長(zhǎng)的1/6。對(duì)于二次單元，最大單元的邊長(zhǎng)要小于最小波長(zhǎng)的1/3，或者說(shuō)要小于最高計(jì)算頻率處波長(zhǎng)的1/3，本文選擇的是線性單元。

假設(shè)聲音在某流體介質(zhì)中的傳播速度為c，某個(gè)單元的長(zhǎng)度為L(zhǎng)，給定單元是線性單元，那么這個(gè)單元可以計(jì)算的最大頻率為fmax＝c/6L。如果知道該模型的最大計(jì)算頻率fmax，那么所有單元的長(zhǎng)度L滿足L≤c/6fmax。

整艙聲腔有限元分析輪廓模型如圖1所示。綜合考慮地月空間站的復(fù)雜構(gòu)型和計(jì)算效率，本文將網(wǎng)格單位長(zhǎng)度設(shè)置為50～60 mm，聲腔共有節(jié)點(diǎn)數(shù)為112.5萬(wàn)個(gè)，體單元數(shù)為410萬(wàn)。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。

圖1 艙內(nèi)聲腔有限元分析模型Fig.1 The finite element analysis model of the a?coustic cavity

3.4 聲振耦合分析

通常，聲場(chǎng)和結(jié)構(gòu)之間的耦合關(guān)系可以忽略，并不影響聲場(chǎng)的計(jì)算精度，但在一些情況下必須考慮耦合關(guān)系，否則計(jì)算出的結(jié)果不準(zhǔn)確，例如流體介質(zhì)的密度比較大的時(shí)候，或者結(jié)構(gòu)的尺寸非常大，結(jié)構(gòu)比較軟的時(shí)候，這時(shí)流體對(duì)結(jié)構(gòu)的反作用比較大，需要考慮流體和結(jié)構(gòu)的耦合關(guān)系［10］。

鑒于地月空間站艙段的結(jié)構(gòu)尺寸非常大且為薄壁殼體結(jié)構(gòu)，必然存在結(jié)構(gòu)和流體之間的相互作用，即聲振耦合的現(xiàn)象。本文在聲振耦合模態(tài)分析方法的基礎(chǔ)上研究地月空間站內(nèi)部的聲學(xué)性能。在具體的有限元模型中，結(jié)構(gòu)的控制方程和聲場(chǎng)控制方程通過(guò)運(yùn)動(dòng)（位移、速度、加速度）和壓力這些參量進(jìn)行耦合計(jì)算。然而，由于聲振耦合模型包括結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和聲學(xué)網(wǎng)格，且不同網(wǎng)格間的節(jié)點(diǎn)和單元通常不是一一對(duì)應(yīng)的，也就是說(shuō)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和聲學(xué)網(wǎng)格不匹配，所以需要定義網(wǎng)格之間的映射關(guān)系并進(jìn)行數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)移計(jì)算。

如圖2所示，本文采用映射節(jié)點(diǎn)數(shù)和最大距離兩個(gè)參數(shù)來(lái)定義和表征兩種網(wǎng)格間的映射關(guān)系，以此建立耦合關(guān)系并進(jìn)行數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)移。

圖2 聲振耦合數(shù)據(jù)映射轉(zhuǎn)移示意圖Fig.2 Data transferring and mappings of the vibra?tion acoustics coupling model

4 噪聲仿真分析結(jié)果與評(píng)估

4.1 仿真工況劃分

由于聲振耦合有限元對(duì)計(jì)算資源消耗巨大且耗時(shí)耗力，為便于分析各類噪聲源/振動(dòng)源對(duì)整艙噪聲的影響并節(jié)省仿真時(shí)間，本文將噪聲仿真劃分為兩大類共7個(gè)工況（見(jiàn)表1），并說(shuō)明如下：

1）由于在不考慮聲振耦合的情況下，聲學(xué)有限元計(jì)算的臨時(shí)存儲(chǔ)文件相對(duì)較小，對(duì)計(jì)算機(jī)內(nèi)存消耗亦較小，可以將響應(yīng)上限截止頻率提升至630 Hz左右；為了能在更寬的頻帶上分析和討論，本文先以四種工況來(lái)計(jì)算非聲振耦合情況下內(nèi)聲源對(duì)艙內(nèi)噪聲分布的影響；

2）環(huán)控通風(fēng)系統(tǒng)噪聲分析考慮主通風(fēng)回路和睡眠區(qū)通風(fēng)回路同時(shí)工作的情況；

3）再生生保系統(tǒng)噪聲分析主要考慮CO2與微量模塊、水處理模塊和尿處理模塊同時(shí)工作情況；

4）在內(nèi)噪聲源全部工作時(shí)，探討現(xiàn)有吸聲材料粘貼與否對(duì)艙內(nèi)噪聲的影響；

5）在內(nèi)噪聲源全部工作時(shí)，分別探討非聲振耦合和聲振耦合兩種情況下的艙內(nèi)噪聲水平分布；

表1 噪聲仿真分析的典型工況Table 1 Typical simulation working condition of the noise analysis

6）由于壓氣機(jī)僅在推進(jìn)劑補(bǔ)加時(shí)工作，且為穩(wěn)態(tài)噪聲源，因此艙內(nèi)總體噪聲分析時(shí)考慮包含及不包含壓氣機(jī)兩種工況。

4.2 聲振耦合對(duì)內(nèi)噪聲源的影響

聲振耦合和未考慮聲振耦合兩種情況下，內(nèi)聲源同時(shí)工作時(shí)的艙內(nèi)工作通道和睡眠區(qū)內(nèi)的噪聲分布云圖見(jiàn)圖3。其中左側(cè)一列為未考慮聲振耦合效應(yīng)，右側(cè)一列為考慮了聲振耦合效應(yīng)。

圖3 內(nèi)部聲源同時(shí)工作時(shí)，艙內(nèi)工作通道和睡眠區(qū)內(nèi)部噪聲分布云圖Fig.3 Distributions of internal noise in working channel and sleep area as all internal source is at work

相應(yīng)地，睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓級(jí)分布見(jiàn)圖4所示。主要結(jié)論如下：

1）聲振耦合下，內(nèi)噪聲源全部工作時(shí)，艙內(nèi)總體噪聲水平高于非聲振耦合下的噪聲水平；

2）從場(chǎng)點(diǎn)聲壓級(jí)頻率響應(yīng)函數(shù)可知，艙段殼體的輻射噪聲隨著頻率的增大而增大；

3）在不考慮聲振耦合效應(yīng)時(shí)，其聲壓級(jí)分布幾乎一致。然而在聲振耦合效應(yīng)下，其聲壓級(jí)分布差異較大。這與不同睡眠區(qū)艙外結(jié)構(gòu)的質(zhì)量分布和固有頻率有關(guān)，當(dāng)振動(dòng)源（壓氣機(jī)）和內(nèi)噪聲源頻率接近結(jié)構(gòu)固有頻率時(shí)，會(huì)產(chǎn)生較強(qiáng)的噪聲輻射。

4.3 吸聲材料的影響

為便于對(duì)比，本節(jié)將工況3和工況4中艙壁未粘貼和粘貼吸聲材料兩種情況下，內(nèi)噪聲源全部工作時(shí)，艙內(nèi)工作通道和睡眠區(qū)內(nèi)各個(gè)頻段的噪聲分布云圖集中給出于圖5中。

圖4 各工況下各睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓級(jí)頻響曲線Fig.4 Response curves of the sound pressure level at the astronauts head in sleeping areas under all working conditions

圖5 內(nèi)部聲源同時(shí)工作時(shí)，艙內(nèi)工作通道和睡眠區(qū)內(nèi)部噪聲分布云圖Fig.5 Distributions of internal noise in working channel and sleeping area as all internal sources are at work

由圖5可見(jiàn)，吸聲材料對(duì)315 Hz以上高頻率段的吸聲降噪效果非常明顯，對(duì)160～315 Hz頻率段有一定的降噪效果，然而對(duì)于160 Hz以下頻段則幾乎不起任何作用。表2給出了艙內(nèi)睡眠區(qū)航天員頭部的總聲壓級(jí)。在未粘貼吸聲材料和粘貼吸聲材料兩種情況下，內(nèi)噪聲源全部工作時(shí)，艙內(nèi)睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓級(jí)分布分別如圖6a、圖6b所示。主要結(jié)論如下：

1）睡眠區(qū)總聲壓級(jí)遠(yuǎn)超指標(biāo)要求，吸聲材料對(duì)睡眠區(qū)總的降噪效果較為明顯，在睡眠區(qū)3高達(dá)12.4 dBA；

2）吸聲材料對(duì)睡眠區(qū)高頻段的降噪效果較為明顯；

3）未粘貼吸聲材料時(shí)，睡眠區(qū)最大噪聲出現(xiàn)在40 Hz、160 Hz和315 Hz三個(gè)頻率點(diǎn)；20 Hz、25 Hz、125 Hz、400 Hz和500 Hz滿足指標(biāo)要求；粘貼吸聲材料后，睡眠區(qū)1和3在315 Hz亦滿足指標(biāo)要求，所有睡眠區(qū)在630 Hz處也滿足指標(biāo)要求。

表2 仿真頻段內(nèi)，睡眠區(qū)航天員頭部的總聲壓級(jí)/dBATable 2 The total sound pressure level at the astronauts head in sleep areas

圖6 睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓頻率響應(yīng)函數(shù)曲線Fig.6 Response curves of the sound pressure level at the astronauts head in different sleeping areas

5 結(jié)論

本文基于聲學(xué)有限元法建立了地月空間站艙段的精細(xì)化聲振耦合噪聲仿真分析模型，對(duì)環(huán)控、熱控及推進(jìn)分系統(tǒng)的多種噪聲源單獨(dú)工作及同時(shí)工作時(shí)艙內(nèi)噪聲水平進(jìn)行分析，結(jié)果表明：艙內(nèi)工作通道及睡眠區(qū)的噪聲水平均有所超標(biāo)。主要結(jié)論有：

1）聲振耦合下，內(nèi)噪聲源全部工作時(shí)，艙內(nèi)的總體噪聲水平要遠(yuǎn)高于不考慮聲振耦合情況下的噪聲水平，且在低頻范圍內(nèi)，隨著頻率的升高，艙段殼體的輻射噪聲也隨之增大；

2）在不考慮聲振耦合效應(yīng)時(shí)，三個(gè)睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓級(jí)分布幾乎一致。在聲振耦合效應(yīng)下，三個(gè)睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓級(jí)分布差異較大；

3）艙內(nèi)睡眠區(qū)粘貼吸聲材料后，對(duì)315 Hz以上高頻率段的吸聲降噪效果非常明顯，對(duì)160～315 Hz頻率段有一定的降噪效果，對(duì)160 Hz以下頻段則幾乎不起任何作用。

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）

［1］張帆，楊江，馮咬齊，等.空間站艙內(nèi)噪聲評(píng)價(jià)與降噪技術(shù)現(xiàn)狀及建議［J］.航天器環(huán)境工程，2014，31（2）：223?227.Zhang Fan，Yang Jiang，F(xiàn)eng Yaoqi1，et al.Current state of art and suggestions about noise evaluation and control for the space station［J］.Spacecraft Environment Engineering，2014，31（2）：223?227.（in Chinese）

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Modeling and Simulation of Vibration?acoustics Coupling in Earth?Moon Space Station

ZHONG Zuoyang1，2，ZHANG Hailian1，ZHOU Jianping2
（1.Manned Space System Research Center，Beijing 100094，China；2.China Manned Space Agency，Beijing 100034，China）

During the long duration manned space missions of the Earth?Moon space station，the ex?cessive noise environment will harm the health of astronauts，and affect the work efficiency.Due to the fact that the equipment power of Earth?Moon space station is big，the quantity of noise source is many，and the noise index is harsh，the noise control and design face many challenges.To meet the noise index，the acoustic finite element method was adopted to establish the complicated vibration?a?coustics coupling simulation model.By multi?condition simulation，the characteristic distribution of the low frequency noise level was obtained.The result showed that the noise level under the condi?tion of vibration?acoustics coupling was obviously higher than that of the non?coupling condition.Meanwhile，the vibration?acoustics coupling led to the significant differences of the noise distribution among the three astronaut sleeping areas.In addition，the effect of sound absorption and noise re?duction was quite obvious in the high frequency band by pasting with the sound absorbing material on the sleeping area，but there was little effect on the low frequency band.

Earth?Moon space station；vibration?acoustics coupling；noise simulation and evalua?tion；acoustics finite element

TB53

A

1674?5825（2016）06?0700?06

2016?05?31；

2016?10?30

國(guó)家自然科學(xué)基金（11402303）；中國(guó)博士后基金（2016M592931）

仲作陽(yáng)（1984－），男，博士，工程師，研究方向?yàn)榭臻g站噪聲評(píng)價(jià)與控制。E?mail：zhongzuoyang123＠163.com