液體火箭發動機試驗噪聲測試分析

陳海峰，劉 曉，趙政社，張少博，辛 欣

（西安航天動力試驗技術研究所，陜西 西安710100）

0 引言

液體火箭發動機噪聲是火箭噪聲的主要來源，液體火箭發動機噪聲不僅對人們的身心健康危害極大，而且對發動機本身的性能及結構的影響也很大，可導致發動機部件產生結構疲勞、性能惡化及工作不穩定等。近來的一些研究表明：發動機噪聲還隱含著某種即將發生的故障的特征信息。噪聲測量分析作為一種非接觸性測量方法，在振動和應變測量難以實現或無法實現原位監測時，不失為一種切實可行的監測方法。一般情況下，機械部件在發生磨損或故障后，發射的噪聲會在聲級和特性兩方面變化，機械的聲學特征可以診斷任何有缺陷的部件。液體火箭發動機的聲學測量對可能性故障的識別與預報有著重要的實際意義。

另一方面，聲振環境直接影響到航天產品的正常工作及系統的可靠性。在運載火箭的研制過程中，必須對其可能產生的聲振環境載荷譜進行預估，這是航天產品聲振環境鑒定試驗的前提。液體火箭發動機所產生的高量級噪聲和振動載荷對箭載儀器設備及有效載荷的結構和性能產生影響，嚴重的會導致發射失敗。因此，獲取發動機真實的聲振環境數據成為研究運載系統力學環境的基礎工作。

1 發動機噪聲測量系統

1.1 聲壓測量系統原理

當聲源振動時，其周圍的空氣分子受到交替的壓縮和膨脹，形成疏密相間的狀態，這樣在空氣傳播過程中，空間各處的空氣壓強產生起伏變化。日常所遇到的聲音，其聲壓的變化范圍相當寬。人耳的感覺特性從2×10-5Pa的閾值到20 Pa的痛域，相差100萬倍，用聲壓表示為0～120 dB。因此，在聲學中普遍使用對數標度來度量聲壓。聲壓級定義公式如下：

式中：p0為2×10-5Pa，即指正常人耳的閾值；p為聲壓的有效值。對于液體火箭發動機燃氣射流所產生的噪聲，聲功率約為發動機功率的0.4%～0.8%，最大聲壓級可達160～170 dB，在射流近場甚至高達185 dB以上，頻譜很寬，約為20～10 000 Hz。為準確評定液體火箭發動機試驗環境效應對試車臺的影響，對試車臺的可靠性做出定量的評價，結合發動機試驗和試驗臺改造任務，在關鍵部位布設聲學傳感器，對試車臺進行噪聲環境特性測量，并對液體火箭發動機環境效應做定量分析。通過對發動機周圍噪聲聲壓的測量來研究發動機工作時噪聲對周圍環境的影響。由于火箭發動機地面試驗產生的噪聲具有頻率范圍寬和峰值頻率高的特征，為了能準確獲得其噪聲和背景噪聲的信號數據，要求噪聲測試系統應具有較寬的通頻帶和較大的動態范圍。本噪聲測試系統采用5個噪聲傳感器構成探測陣列，由多路一致性良好的寬帶放大器對信號進行放大，高速動態數據采集系統記錄數據。本噪聲測試系統主要由噪聲傳感器、放大器、濾波或計權器、記錄儀、分析儀等組成，如圖1所示。

圖1 聲壓測量系統原理框圖Fig.1 Functional block diagram of sound pressure detection system

圖1 中噪聲傳感器是將聲信號轉換成相應電信號的換能器，是整個噪聲測試系統的關鍵部件。噪聲傳感器的性能和質量直接影響系統的精度和能否正確反映被測信號的全部信息。本系統采用電容式噪聲傳感器，它具有體積小、成本低、結構牢固、電容量大和輸出阻抗較低等特點。另外，這種噪聲傳感器和前置放大器是集成在一起的，所以穩定性和一致性好，完全符合噪聲測試系統的使用要求。放大器是聲學測量的必備儀器。放大器的選擇原則主要是使接收到的信號最有效地、不失真地進行傳輸。因此，放大器要具有寬頻帶、動態范圍大、非線性失真小、噪聲低及穩定性能好等特點，本噪聲測試系統采用低噪電纜和每通道專用的聲頻信號放大器。噪聲數據記錄儀主要為丹麥BK公司生產的3560C，其采樣速率達到51.2 kB/s，且具有雙24位A/D，能有效提高測量信號的動態范圍。采集和分析軟件主要為PULSE系統，能夠同時進行多通道、實時、FFT、CPB及總級值等分析。

1.2 發動機地面試驗噪聲源分析

液體火箭發動機地面試驗噪聲是液體火箭發動機地面試車時存在的各種噪聲源的聲輻射總和這種噪聲主要有3類：沖擊波嘯叫噪聲、超音速噪聲和混合噪聲。

1.2.1 沖擊波嘯叫噪聲

在液體火箭發動機地面試驗時，高溫的燃氣流從發動機噴口以超音速噴出，產生一系列復雜的沖擊波。沖擊波在其通過氣體介質的瞬間，在氣體介質厚度和面積很小的范圍內，介質的壓力、密度及溫度等會急劇增高，進而會對周圍氣體產生極大的擾動，形成強大的沖擊波嘯叫噪聲，其噪聲頻率很高，易引起聲學傳感器過載。

1.2.2 超音速噪聲

自液體火箭發動機噴口至沖擊波完全消失之間的中心氣流速度很高，中心氣流與外界氣流尚無明顯的混合，中心氣流仍保持明顯的界限，這就是超音速核心區，然而在超音速核心區的邊界，由于氣體的粘滯作用，高速燃氣流與外界氣體互相拉扯，劇烈混合，其間的速度梯度極大，氣流所受剪切力最強，氣流之間存在著復雜多變應力。湍流強度高，氣流內各處強度和流速發生劇烈變化。從而輻射出強烈的超音速噪聲。

1.2.3 混合噪聲

在超音速燃氣流逐漸減速到亞音速流的一段相當長的區域內，亞音速流與外界氣流的剪切力雖不及超音速核心剪切層強。但由于燃氣流與外界氣流的強烈混合，湍流強度得到充分提高。氣體中動量的變化需要由作用力來平衡，在無固定邊界的純空氣流中，該作用力的變化是由壓力變化產生。流動區域內壓力起伏引起密度起伏，氣流內各向應力急劇變化，使氣流內介質體元的運動發生復雜變化，因而輻射出強烈的噴氣噪聲，其噪聲強度大，頻率范圍很寬。這類噪聲是液體火箭發動機地面試驗噪聲的主要部分。

2 發動機噪聲測量方案設計

噪聲試驗測量分析是一種研究復雜結構聲源特性的有效方法。液體火箭發動機結構復雜，體積龐大，試車試驗附加設備（管道、線纜）多，所需的理想聲學測試環境（自由場或半自由場）無法滿足，只能通過試車現場聲學測量來獲得一些參數，進行發動機噪聲特性研究。

2.1 噪聲測點位置的選擇原則

由于聲壓級依賴于測點離聲源的距離以及周圍的環境，因此，聲壓測量結果受許多因索的影響，主要影響的因素為測點位置的選擇和測試環境的聲學特性等。為了得到既可靠又可以進行比較的數據，必須按統一的測試方法進行噪聲聲壓的標定和測量。噪聲聲壓測量中噪聲傳感器與發動機噪聲源的相對位置對測量結果有顯著影響。由于液體火箭發動機工作時其噪聲很大，考慮到固定和試車后消防等原因，測點宜取在距離發動機噴管5米以外。同時，測點應在所測發動機四周均勻分布，數量一般不少于2點，如相鄰測點測出的聲壓級相差5 dB以上，應在這2個測點之間增加測點，將各測點的算術平均值作為發動機的聲壓級。為研究發動機噪聲對操作人員的影響，對測量間進行噪聲測量，應把測點選在人常在的位置，噪噪聲傳感器放在操作人員的耳位，以人耳的高度為準，選擇數個測點，如工作臺、觀看等位置。總之，合理布置噪聲聲壓的測點位置，是獲得可靠的噪聲聲壓測量值的關鍵。

2.2 傳感器的現場標定

在進行噪聲測量時，采用94 dB固定頻率1 kHz的聲學發生器，在測量前對聲學測量系統進行標定，并將信號輸入記錄儀中，作為數據處理的依據。在實際進行發動機周圍環境測量過程中，前置放大器、放大器增益的變化和調整都會影響測量的結果。進行測量系統的測量現場標定，能保證測量的精度，具體的校準要求如下：

1）為了便于記錄的噪聲信號事后分析，傳感器、測量電纜和采集記錄通道各部分必須進行現場校準，且校準要在試車當天進行。

2）校準的方法為：用聲級校準器在已知頻率上產生已知聲壓級的正弦波噪聲信號對測量系統的總靈敏度進行校準和檢查。

3）在校準過程中，當校準值的變化不大于0.5 dB，則可以認為系統的設備性能是滿意的。校準值的任何變化，都要對試驗中獲得噪聲數據進行修正。

4）必須在進行試驗前6個月內對每一件噪聲測量設備，包括聲級校準器、噪聲傳感器和電壓輸入裝置等設備完成性能校準分析，每項校準必須按照國家標準和技術有關規定進行，要保證聲級校準器的誤差范圍在±0.2 dB之內。

2.3 測定測試現場背景噪聲

外界噪聲，包括測量系統的背景噪聲與電噪聲，須在試驗當天用噪聲測量系統在測量點適時記錄至少10 s。外界噪聲應代表發動機試驗運行期間存在的背景噪聲。為了獲得比較準確的噪聲測量數據，必須對噪聲數據進行分析，對背景噪聲進行修正處理。修正原理如下：

實際中存在的聲音往往是若干聲源發出的含有許多頻率成分的聲波，各個聲源所發出的聲波在同一媒質中獨立傳播，但是在各波交疊的區域，媒質質點的振動由各個波在該點所激勵的振動疊加而成，此時在該點某一瞬時的聲壓值，滿足疊加原理，即以n個倍頻帶聲壓級疊加后總聲壓級LpT滿足如下公式：

式中：LpT為總聲壓級；Lpi為聲源i所產生的聲壓級。

假設已知2個聲波的總聲壓級LpT和其中一個聲波的聲壓級Lp1，就可求出另一個聲波的聲壓級，公式如下：

2.4 噪聲信號數據的處理

在測量中所記錄的噪聲信號用壓力表示，在數據處理前先對所測量的噪聲時間歷程進行頻譜分析、1/3倍頻程處理和A聲級計算。噪聲時間歷程圖主要反映噪聲的聲壓級隨時間的變化規律，同時通過對噪聲的譜分析可以確定出哪些頻率為該噪聲信號的主要分量，并得到噪聲的能量分布規律，為采取減小噪聲的措施提供理論依據。另一方面，在做噪聲的頻譜分析時一般不需要每一頻率上聲能量的詳細分布，為方便起見，常在連續的頻率范圍內把它劃分為若干個相等的小段，每段叫做頻帶或頻程。在每頻帶內聲能量被認為是均勻的。最常用的頻帶劃分是恒定百分比帶寬。這是由于人耳對于不同頻率的聲音進行比較時，兩個頻率的比值有明顯的意義。噪聲測量和頻譜分析常用的恒定百分比帶寬是1/3倍頻程。

3 發動機聲學測試與分析

3.1 發動機測點分布

試驗噪聲測量分析是一種研究復雜結構聲源特性的有效方法。由于液體火箭發動機結構復雜，體積龐大，試車試驗附加管道、線纜多，所需的理想聲學測試環境（自由場或半自由場）無法滿足，只能通過試車現場聲學測量來獲得一些參數，進行發動機噪聲特性研究。想要獲得發動機的詳細噪聲數據，需要布置大量測點，這些條件在試車現場不易得到滿足。綜合上述情況，設置了5個聲學測點，以發動機噴管底面中心為坐標原點，5個測點坐標分別為（6.9,0,1.5），（8.9,0,1.2），（7.4,0,5.3），（0,7.4,5.3），（-7.4,0,5.3），長度單位：m，測點位置如圖2所示。

圖2 發動機試車臺聲學測點位置示意圖Fig.2 Locations of acoustic testing points on LRE test stand

3.2 測試系統的標定

試驗的測量分析系統如圖3所示。為保證聲學測量系統的精確性和可靠性，需要對噪聲傳感器及測試通道進行靈敏度標定，使用標準發聲器對每個測量通道進行現場校準。標準發聲器發出1 000 Hz，93 dB標準單頻音，測量系統對該標準單頻音進行采集，對每1個測量通道的實際靈敏度進行現場標定。

圖3 聲學測試系統示意圖Fig.3 Block diagram of acoustic testing system

3.3 測試結果分析

由于試驗現場環境條件復雜，發動機處于半封閉的空間內，周圍存在大量的不規則反射體對發動機噪聲無規律的反射和吸收，形成復雜的聲場環境。為了獲取液體火箭發動機地面試驗時輻射噪聲信號的準確特性信息，直接對采集的數據進行大范圍、深層次的分析，得到所測噪聲信號的時域和頻域特征。

3.3.1 時域特征分析

通過對某一型號發動機全程試車的噪聲測量，得到實測的液體火箭發動機輻射噪聲信號的曲線。圖4為實測的測點聲壓級波形時域曲線，從曲線中可以看出，發動機在實際工作過程中，其最大聲壓級值達到153 dB，由于在試車前測得環境的本底噪聲為70 dB，根據上述噪聲修正原理和公式（3）計算可知，發動機實際的噪聲為152.9 dB，即意味著對于像液體火箭發動機工作時產生的高噪聲環境，本底噪聲對其的影響微乎其微，可以對測量的噪聲數據不加修正，其測量數據得到的噪聲聲壓值就是發動機工作時實際產生的聲壓級值。另一方面，從聲壓波形可以看出，一層平臺噪聲較大，2個噪聲傳感器值在153 dB左右，其波形基本一致；二層平臺3個傳感器在同一個圓面上，3個噪聲傳感器其值在142 dB左右，波形基本一致。可以看出，一層平臺和二層平臺在噪聲聲壓值上相差11 dB。

圖4 測點噪聲聲壓級波形Fig.4 Sound level waveforms of noise at acoustic testing points

為了詳細了解液體火箭發動機在啟動時噪聲源的時域特征，取一個測點在發動機啟動時1 s的噪聲時域波形，對其數據特征進行研究，如圖5所示。由實測的液體火箭發動機輻射噪聲信號放大曲線可知，在液體火箭發動機地面試驗開始時，輻射噪聲出現了2個峰值，造成該波形現象的原因分析如下：火箭發動機點火后，隨著燃燒室壓力的提升，大量氣體突然注入周圍環境，在有限的空間中發生較大的質量和體積變化，其動量和能量也瞬時增加，以發動機噴管出口為波源，首先第一個峰值在發動機地面試驗點火開始后0.755 s左右出現，噪聲幅值為156 dB，維持一段時間（約0.05 s） 后，液體火箭發動機羽流引起空氣擾動，產生較大的噪聲，出現第二個峰值（較第一個峰值小），噪聲幅值達到153 dB，這個噪聲維持的時間很短，大約0.03 s左右，然后噪聲幅值逐漸減弱，隨著燃燒室壓力達到恒定，噴流場進入穩定燃燒階段，噪聲幅值維持某一特定值，直到試驗結束。

3.3.2 頻域特征分析

為了研究噪聲信號中各頻率分量所包含的能量在頻域的分布，對所得到的噪聲數據進行FFT頻譜分析，帶寬為20 kHz，得到的頻譜圖如圖6所示。

圖5 聲壓級沖擊放大圖Fig.5 Amplified shock diagram of noise waveform in sound pressure level

圖6 測點頻譜圖Fig.6 Frequency spectrogram at testing points

從圖6中可以看出，液體火箭發動機輻射噪聲信號主要分量的頻率集中在一個比較窄的頻帶內，這個主要分量頻率帶就是1～2 kHz，該頻帶主要呈現為中頻噪聲。同時，一層平臺2個聲學傳感器在頻譜波形和量級上具有一致性，二層平臺3個聲學傳感器在頻譜波形和量級上具有一致性，這一特征對于液體火箭發動機性能分析具有重要的意義。

圖7是5個聲壓測量點的1/3倍頻程分析圖，橫坐標為頻率，縱坐標為相對聲壓級。從圖7中可以看出，發動機周圍噪聲場的主要聲壓級集中在中心頻率為0.75～1.5 kHz頻率范圍內，發動機的聲場特性主要表現為中頻噪聲。同時，一層平臺2個聲學傳感器在倍頻程圖上和量級上具有一致性，二層平臺3個聲學傳感器在倍頻程圖上和量級上具有一致性。

圖7 測點倍頻程圖Fig.7 Graphs of octave at testing points

4 結論

為了獲得液體火箭發動機地面試驗輻射噪聲物理場特征信息，主要研究了噪聲測試方案的確定和測試系統的組成及工作原理，并對該系統采集的液體火箭發動機輻射噪聲信號進行了分析，初步獲得了輻射噪聲信號的基本特征：

1）液體火箭發動機的噪聲主要呈現為中低頻噪聲，而產生這些噪聲的主要是混合噪聲。液體火箭發動機環境本底噪聲對發動機工作時的影響微乎其微，可以對測量的噪聲數據不加修正。

2）發動機噪聲頻率分布在一個較窄的頻帶內，其噪聲的主分量分布在1～2 kHz左右，發動機一層平臺最大分貝值153 dB，二層平臺最大分貝值為142 dB。

3） 噪聲的主要特點是具備一定強度，用聲壓表示；具備不同頻率成分，用頻譜和倍頻程表示。通過噪聲數據的時域和頻域分析，可以更加深入的了解發動機工作時其噪聲場對試車臺體的影響和分布規律。

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