馮國松，楊 江，武 耀，王 棟，孫 通，馮咬齊,2

（1. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所；2. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室：北京 100094）

空間站艙內(nèi)噪聲仿真、驗證與聲源布局優(yōu)化

馮國松1，楊 江1，武 耀1，王 棟1，孫 通1，馮咬齊1,2

（1. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所；2. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室：北京 100094）

文章開展了空間站艙內(nèi)噪聲仿真研究，給出了聲學(xué)參數(shù)設(shè)置方法，使用FE/FEM耦合方法和SEA方法完成了空間站模擬艙建模仿真分析，設(shè)計了模擬艙噪聲驗證試驗，提出了基于聲功率等效的聲源模擬技術(shù)，證明了兩種方法結(jié)合可在全頻段較好地預(yù)示空間站艙內(nèi)噪聲環(huán)境，仿真總聲壓級與測試結(jié)果偏差在2 dB以內(nèi)。最后對空間站的聲源布局進(jìn)行了優(yōu)化分析，結(jié)果表明集中布局更有利于降低噪聲水平。

空間站；艙內(nèi)噪聲；仿真；FE/FEM耦合；SEA方法; 試驗驗證；聲源布局

0 引言

空間站艙內(nèi)噪聲會影響航天員的正常生活，如干擾語言交流、分散注意力、影響睡眠等，嚴(yán)重時還能造成航天員聽力損失以及其他生理損害[1]，因此需要對艙內(nèi)噪聲進(jìn)行嚴(yán)格控制。我國空間站目前正在建設(shè)當(dāng)中，開展艙內(nèi)噪聲環(huán)境仿真預(yù)示分析，對提高空間站降噪設(shè)計水平、縮短研制周期和降低研制成本有重要意義。

中低頻段聲學(xué)仿真一般采用數(shù)值計算方法。而針對空間站艙體中低頻的聲學(xué)仿真問題，需要采用聲振耦合分析方法。對于艙內(nèi)聲場的聲振耦合計算，采用結(jié)構(gòu)有限元/聲學(xué)有限元耦合方法（coupled FE/FE method）計算效率較高[2]。高頻段聲學(xué)仿真中，密集的結(jié)構(gòu)模態(tài)將導(dǎo)致數(shù)值方法的計算量急劇增大，一般采用統(tǒng)計能量分析方法（SEA）[3]。

本文針對空間站艙內(nèi)噪聲環(huán)境仿真預(yù)示問題，擬采取如下研究思路：首先，基于FE/FEM耦合和SEA方法，分別進(jìn)行空間站模擬艙的聲學(xué)建模和仿真，給出聲學(xué)參數(shù)設(shè)置方法，將兩種噪聲仿真結(jié)果進(jìn)行綜合，得到模擬艙內(nèi)全頻段的噪聲響應(yīng)；然后，設(shè)計模擬艙噪聲驗證試驗，提出基于聲功率等效的聲源模擬技術(shù)，并同仿真結(jié)果進(jìn)行對比，以驗證兩種仿真方法的有效性；最后，對空間站的聲源布局進(jìn)行優(yōu)化仿真分析，旨在為后期空間站艙內(nèi)降噪設(shè)計提供參考。

1 聲學(xué)仿真基本原理

1.1 FE/FEM耦合基本原理

聲學(xué)有限元模型可表示為[2]

式中：Ma、Ca和Ka分別為聲腔的質(zhì)量、阻尼和剛度矩陣；{pi}為聲壓響應(yīng)；{Fa}為聲載荷。

結(jié)構(gòu)有限元模型可表示為[2]

式中：Ms、Cs和Ks分別為結(jié)構(gòu)的質(zhì)量、阻尼和剛度矩陣；{wi}為結(jié)構(gòu)位移響應(yīng)；{Fs}為結(jié)構(gòu)載荷。

聲學(xué)有限元和結(jié)構(gòu)有限元的耦合通過結(jié)構(gòu)耦合矩陣來實現(xiàn)，將式(1)和式(2)進(jìn)行綜合后得到的耦合矩陣為[2]

式中：{Fai}和{Fsi}分別為加載到耦合模型上的聲激勵和結(jié)構(gòu)激勵；Kc為耦合剛度矩陣；-ρ0KcT是耦合質(zhì)量矩陣。耦合矩陣與結(jié)構(gòu)位移和聲場聲壓有關(guān)。

1.2 SEA方法基本原理

統(tǒng)計能量分析方法基于系統(tǒng)的保守弱耦合假設(shè)，利用統(tǒng)計分析手段，以振動能量作為描述子系統(tǒng)響應(yīng)的基本參數(shù)，通過建立子系統(tǒng)間的功率流平衡方程來求解系統(tǒng)的響應(yīng)。系統(tǒng)響應(yīng)的分析頻率越高，分析帶寬內(nèi)模態(tài)越密集，則越適用統(tǒng)計能量分析。

假設(shè)系統(tǒng)中有k個耦合的子系統(tǒng)，則通過統(tǒng)計能量分析方法建立的功率流平衡方程為[3]

式中：ηi、ni、Ei和Pi,in分別為第i個子系統(tǒng)的內(nèi)損耗因子、模態(tài)密度、能量和輸入功率；ηij為子系統(tǒng)i和j的耦合損耗因子。

通過式(4)求解出各個子系統(tǒng)的振動能量，可以轉(zhuǎn)化為所需要的動力學(xué)響應(yīng)參數(shù)（振動量級、聲壓級、應(yīng)力、壓力等）。對于聲腔子系統(tǒng)的響應(yīng)，一般通過聲壓級來描述。聲腔中聲場能量Ea和聲壓p的關(guān)系式為[3]

式中：V0為聲腔體積；ρa(bǔ)為介質(zhì)密度；Ca為介質(zhì)內(nèi)的聲速。

聲壓和聲壓級Lp之間的換算關(guān)系為

式中：pr為參考聲壓，pr= 20 μPa。通過式(5)和式(6)，可求得聲腔子系統(tǒng)的聲壓級響應(yīng)。

2 空間站模擬艙

通過搭建空間站模擬艙（見圖1）來模擬空間站艙內(nèi)的噪聲環(huán)境。在一個圓柱形艙段內(nèi)安裝通道面板，將內(nèi)部隔離成中心通道及其他功能區(qū)域；在艙壁和通道面板上粘貼30 mm厚的三聚氰胺泡沫（其材料屬性見表 1），用于吸聲降噪；在艙段底部的設(shè)備安裝板上增加聲源隔艙，用于安裝揚聲器作為模擬聲源。艙壁材料為鋁合金5A06，厚度為2.5 mm。

圖1 空間站模擬艙Fig. 1 The simulated space station module

表1 三聚氰胺泡沫屬性Table 1 The properties of melamine foam

3 中低頻聲學(xué)仿真分析

3.1 FE/FEM建模

空間站模擬艙的中低頻聲學(xué)仿真建模軟件為LMS Virtual.Lab。其中結(jié)構(gòu)和聲腔均采用有限元方法來建模，仿真分析頻率為31.5～500 Hz。根據(jù)最大分析頻率對應(yīng)波長內(nèi)需有 6個有限元節(jié)點的要求，有限元網(wǎng)格尺寸不大于0.05 m。FE/FEM耦合仿真模型如圖2所示。

仿真模型中聲腔空氣參數(shù)定義為聲速344 m/s，密度1.225 kg/m3。

軟件中需要對表面賦予不同的吸聲特性（聲阻抗）來表征三聚氰胺泡沫材料的吸聲作用。聲阻抗z與吸聲系數(shù)α0的換算關(guān)系為[4]

圖2 模擬艙FEM耦合仿真模型Fig. 2 Coupled FE/FEM model of the space station module

利用混響室法測得三聚氰胺泡沫的吸聲系數(shù)。聲阻抗一般為復(fù)數(shù)，可通過吸聲系數(shù)換算得到的聲阻抗只作為實部輸入，虛部設(shè)為0（認(rèn)為p和v的相位差為0）。得到三聚氰胺泡沫的聲阻抗見表2。

表2 三聚氰胺吸聲系數(shù)和聲阻抗Table 2 Acoustic absorbing coefficient and impedance of melamine foam

FE/FEM耦合仿真模型中，模擬艙內(nèi)的揚聲器聲源用單極子聲源來模擬，輸入聲壓譜見表3。

表3 模擬聲源聲壓譜Table 3 Noise pressure spectrum of a typical noise source

3.2 中低頻仿真結(jié)果

利用FE/FEM耦合仿真模型計算的結(jié)果見表4，500 Hz 艙內(nèi)噪聲仿真云圖見圖3。可以看出，測點噪聲響應(yīng)隨著位置遠(yuǎn)離，聲壓級逐漸減??；測點低頻響應(yīng)的能量集中在250 Hz頻帶內(nèi)，與聲源激勵一致。

表4 中低頻仿真結(jié)果Table 4 Noise spectrum analysis at low frequencies

圖3 艙內(nèi)噪聲仿真云圖（500 Hz）Fig. 3 Pressure map of noise levels at 500 Hz

4 高頻聲學(xué)仿真分析

4.1 SEA建模仿真

利用VA One軟件建立的空間站模擬艙的SEA仿真模型見圖4。

在統(tǒng)計能量分析建模時，將艙壁結(jié)構(gòu)簡化為各向同性板或殼。利用VA One軟件的聲學(xué)包模塊對艙內(nèi)鋪設(shè)的三聚氰胺吸聲材料建模，作為吸聲層設(shè)置到結(jié)構(gòu)子系統(tǒng)表面。模擬艙內(nèi)部空氣簡化為聲腔子系統(tǒng)。

圖4 模擬艙SEA仿真模型Fig. 4 SEA model of the space station module

子系統(tǒng)的模態(tài)密度、內(nèi)損耗因子、耦合損耗因子等統(tǒng)計能量參數(shù)一般通過試驗測得。子系統(tǒng)模態(tài)密度可用仿真軟件根據(jù)經(jīng)驗公式計算；統(tǒng)計能量分析由于假定各子系統(tǒng)間弱耦合，耦合損耗因子也可通過經(jīng)驗公式計算且對結(jié)果影響不大；因此，最后考察內(nèi)損耗因子對仿真結(jié)果的影響。結(jié)合大量經(jīng)驗公式和試驗結(jié)果[5-6]，仿真模型中結(jié)構(gòu)艙壁（鋁）的內(nèi)損耗因子定義如下：

以倍頻程作為分析帶寬，模擬艙的功能區(qū)聲腔在分析帶寬內(nèi)模態(tài)數(shù)見圖5。在500 Hz倍頻程帶寬內(nèi)模態(tài)數(shù)為4.6，并不滿足SEA仿真對于帶寬內(nèi)模態(tài)數(shù)大于5的要求。

圖5 功能區(qū)聲腔倍頻程帶寬內(nèi)模態(tài)數(shù)Fig. 5 Modes of acoustic cavity in octave bands

SEA仿真模型中，模擬艙內(nèi)的揚聲器聲源用功率輸入來模擬，聲壓譜見表3。

4.2 高頻仿真結(jié)果

SEA仿真分析頻率范圍為 500～8000 Hz，仿真結(jié)果見表5，可見：測點噪聲響應(yīng)隨著位置遠(yuǎn)離聲壓級逐漸降低；高頻響應(yīng)的能量集中在2000 Hz頻帶內(nèi)，與聲源激勵一致。

表5 SEA高頻仿真結(jié)果Table 5 SEA result of noise spectrum at high frequencies

5 噪聲仿真的試驗驗證

在空間站模擬艙內(nèi)布置了 4個噪聲測量傳聲器，其位置和編號見表6，安裝聲源和傳聲器后的艙內(nèi)布局見圖6。選取某旋轉(zhuǎn)機(jī)械聲源的實測聲譜作為空間站艙內(nèi)噪聲輸入激勵，其聲壓譜見表3。

表6 噪聲傳感器位置Table 6 The position of acoustic sensors

圖6 空間站模擬艙內(nèi)部布局Fig. 6 The interior layout of the space station module

用聲模擬源來模擬旋轉(zhuǎn)機(jī)械聲源的輻射噪聲，測試流程參見圖7。麥克風(fēng)陣列布置參照聲功率測試方法[7]。

將FE/FEM和SEA兩種仿真分析方法得到的結(jié)果進(jìn)行綜合，可得到模擬艙內(nèi)噪聲的全頻段響應(yīng)?？紤]到SEA模型在500 Hz頻帶帶寬內(nèi)的模態(tài)數(shù)為 4.6，不滿足 SEA仿真的模態(tài)數(shù)要求，因此500 Hz處選取FE/FEM仿真結(jié)果作比對。

圖7 基于聲功率等效的聲源模擬技術(shù)Fig. 7 Sound source simulation technology based on acoustic power equivalence

將空間站模擬艙內(nèi)的揚聲器按輸入譜進(jìn)行聲源模擬，測量模擬艙內(nèi)指定位置的噪聲響應(yīng)。測試結(jié)果與綜合后得到的全頻段結(jié)果進(jìn)行對比，見表7和圖8。

表7 仿真結(jié)果與試驗響應(yīng)對比Table 7 Comparison of noise response between the simulation and the test results

圖8 仿真結(jié)果與試驗響應(yīng)對比Fig. 8 Comparison between simulation and test result

通過比對可以得出以下結(jié)論：

1）各測點全頻段總聲壓級仿真誤差在2 dB以內(nèi)，表明仿真對能量分布有較為準(zhǔn)確的預(yù)示，在聲壓較高的頻段，如中低頻的250 Hz、高頻的2000 Hz處，預(yù)示結(jié)果較好。

2）在聲壓較低的頻段，預(yù)示結(jié)果較差。AM1測點在 31.5 Hz處為-13.54 dB，在 1000 Hz處為15.67 dB。表 8給出了測試過程中的背景噪聲，31.5 Hz中心頻段達(dá)42.57 dB，說明低頻段由于背景噪聲引入的測試誤差不能忽視。在1000 Hz處，測試結(jié)果低于仿真結(jié)果，說明在真實工況中該頻段存在較為明顯的漏聲現(xiàn)象，即 AM1所在子系統(tǒng)的噪聲泄漏到其他子系統(tǒng)，而仿真模型相對簡化，無法體現(xiàn)漏聲現(xiàn)象，故需要對模型作進(jìn)一步細(xì)化修正。

表8 模擬艙背景噪聲Table 8 Background noise of space station module

3）各子系統(tǒng)間的主要功率流傳遞關(guān)系見圖9。AC1測點所在子系統(tǒng)的功率流來源相對單一，為模擬聲源的輸入，距離聲源較近，仿真結(jié)果誤差的離散性較好。AM1、AM2、AM3 測點所在子系統(tǒng)與聲源間隔的子系統(tǒng)逐漸增多，且距離聲源較遠(yuǎn)，功率流傳遞關(guān)系逐漸復(fù)雜，其中，最為復(fù)雜的 AM3測點有4個頻段處仿真誤差超過了5 dB，仿真結(jié)果的誤差趨于離散。

圖9 子系統(tǒng)功率流傳遞分析Fig. 9 Power transfer analysis of the subsystems

6 聲源布局優(yōu)化

空間站聲源較多，采用上述方法對艙段進(jìn)行1∶1建模，沿艙段軸向分為A、B、C、D四個區(qū)域，研究聲源分布對人區(qū)走廊噪聲響應(yīng)的影響。仿真計算工況分為聲源集中和分散兩種。

1）集中工況：聲源集中在 C、D區(qū)的Ⅰ、Ⅲ象限，如圖10所示。

圖10 聲源集中布局Fig. 10 Centralized layout of the sound source

2）分散工況：聲源分散在B、C、D區(qū)的Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ象限，如圖11所示。

圖11 聲源分散布局Fig. 11 Distributed layout of the sound source

集中和分散工況下大柱段通道的聲壓分布仿真結(jié)果見表9。

表9 集中工況和分散工況下的聲壓分布Table 9 Sound pressure distribution of centralized layout and distributed layout

從表9可見，與聲源分散工況相比，聲源集中布置在C、D區(qū)時，A、B區(qū)通道內(nèi)的聲壓級降低，C、D區(qū)通道內(nèi)的聲壓級也并沒有明顯升高，只是在聲源集中的I、III象限區(qū)域，聲壓有所升高。這說明集中布局總體上看更有利于降低噪聲的聲壓水平。

7 結(jié)束語

本文分別使用FE/FE耦合方法和SEA方法進(jìn)行了空間站模擬艙內(nèi)噪聲的仿真研究，并設(shè)計了模擬艙噪聲驗證試驗，提出了基于聲功率等效的聲源模擬技術(shù)，仿真分析結(jié)果與試驗測試數(shù)據(jù)有較好的一致性，證明了將兩種仿真方法結(jié)合，可有效預(yù)示全頻段空間站艙內(nèi)噪聲環(huán)境，從而為降噪設(shè)計提供支持。

聲源布局優(yōu)化結(jié)果表明，集中布局在降低噪聲方面優(yōu)于分散布局。通過合理布置聲源位置，可以有效降低人員活動區(qū)域內(nèi)的聲壓水平，也為后期集中降噪提供了有利條件。

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[1] ALLEN C S, DENHAM S A. International Space Station acoustics: a status report: AIAA2011-5128[R]. Johnson Space Center, 2011: 1-7

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[3] 姚德源, 王其政. 統(tǒng)計能量分析原理及應(yīng)用[M]. 北京:北京理工大學(xué)出版社, 1995: 6

[4] 馬大猷. 聲學(xué)手冊[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 1983: 463

[5] FERNANDEZ J. Vibroacoustic response of solar panels:case study: NASA 20060032933[R]. Jet Propulsion Laboratory, 2000: 3-4

[6] 馮國松, 王婉秋, 楊松. 蜂窩板統(tǒng)計能量參數(shù)的試驗獲取方法研究[J]. 航天器環(huán)境工程, 2009, 26(增刊1):68-72 FENG G S, WANG W Q, YANG S. Experimental identification study of statistical energy analysis parameters for honeycomb sandwich panel[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2009, 26(sup 1): 68-72

[7] 聲學(xué) 聲壓法測定噪聲源聲功率級 消聲室和半消聲室精密法: GB/T 6882—2008[S]

Simulation and validation of interior noise and optimization of sound source layout for space station module

FENG Guosong1, YANG Jiang1, WU Yao1, WANG Dong1, SUN Tong1, FENG Yaoqi1,2
(1. Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering;2. Science and Technology on Reliability and Environmental Engineering Laboratory,Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering: Beijing 100094, China)

The interior noise of a space station module is simulated, with acoustic parameter settings. Two typical vibro-acoustic analysis methods, namely the coupled FE/FEM and SEA, are adopted to simulate and analyze the space station module under inner acoustic source excitation. The interior noise validation test of the space station is designed. A sound source simulation technology based on the acoustic power equivalence is proposed. The compared results show that the acoustic levels in both low and high frequency regions can be predicted by using both methods, and the overall level of deviation is less than 2 dB. The layout of the sound source is optimized through analyses, and it is shown that the centralized layout is more conducive for the noise reduction.

space station; interior noise; simulation; coupled FE/FEM; SEA method; test validation; sound source configuration

V416.2

A

1673-1379(2017)05-0471-07

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.05.003

2017-06-09；

2017-09-03

國家重大科技專項工程

馮國松, 楊江, 武耀, 等. 空間站艙內(nèi)噪聲仿真、驗證與聲源布局優(yōu)化[J]. 航天器環(huán)境工程, 2017, 34(5): 471-477 FENG G S, YANG J, WU Y, et al. Simulation and validation of interior noise and optimization of sound source layout for space station module[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(5): 471-477

（編輯：許京媛）

馮國松（1984—），男，碩士學(xué)位，研究方向為動力學(xué)環(huán)境工程。E-mail: gsfeng_cast@126.com。