內埋武器噪聲環境試驗方法探討

郭強嶺，郭迅

（中國空空導彈研究院，河南 洛陽 471009）

隱身作戰是新一代戰斗機的主要特點之一，為其配備的武器需要采用內埋掛載方式。飛機巡航飛行時武器艙封閉，外部氣流擾動引起的振動和噪聲環境被艙體有效隔離，內埋武器只承受通過掛架結構傳遞的機體振動，使用環境明顯優于外部掛載時的振動和噪聲環境。飛機進入戰斗準備時打開武器艙門，形成開口空腔，高速氣流流過空腔時能夠引起很高量級的氣動壓力顫動，可能對內埋武器造成損傷而導致任務失敗。筆者初步分析了內埋武器的噪聲環境，結合多個標準推薦的空腔共鳴試驗條件，給出內埋武器可行的空腔共鳴噪聲試驗條件和試驗方法。

1 噪聲環境分析

噪聲一般是由飛行器高速飛行引起的高能級空氣壓力脈動，這些壓力脈動在5～87 kPa的幅值范圍和10 Hz～10 kHz的頻率范圍內是寬帶隨機分布的，當有空腔存在時也可能產生很高的離散頻率壓力脈動。內埋武器的殼體可以認為是由“薄壁結構”組成，噪聲作用其上，能夠引起直接安裝在內埋武器殼體上的設備的振動響應。此外，由于噪聲在固體中傳播衰減量很小，內埋武器內部空氣振蕩形成內聲場，并直接作用于安裝在內部的電子設備上，造成設備功能喪失。噪聲環境引起的主要故障模式有［1］：

1）光學器件光軸失調；

2）電觸點斷續工作；

3）導線磨損或斷裂；

4）印刷電路板破裂；

5）慣性部件、波導管失靈或損壞；

6）引起以空氣為介質的電容器電容的變化，導致設備性能超差或失效。

噪聲的大小與自由來流的動壓成正比，同時也與武器外形、飛行馬赫數和攻角等密切相關，其總聲壓級在130～170 dB范圍內，飛行試驗測量是唯一能確定這些壓力的有效的精確手段。另外對于給定的噪聲環境，也很難預知將產生的振動，大的空腔（特別是武器艙）引起的振動對全機環境和內埋武器可能都是主要因素。據英國《防務新聞》2006年4月的報道，美國第四代戰機F-22掛載AIM120C導彈多次進行了機動飛行、武器艙門開啟和關閉等狀態的振動和噪聲環境測試工作，以驗證雷神公司關于振動噪聲傳遞的模擬和確定噪聲振動環境對導彈電子設備的影響。隨著我國新一代戰斗機的研制，內埋武器艙具有隱身性能較好的配置方案，但由于各種原因，目前可用的飛行噪聲環境測試數據很少。可以預計的是武器艙開門時氣穴掠入氣流形成的高量級空腔共鳴噪聲對艙體結構和艙內武器有較大影響，是內埋武器研制必須考慮的環境因素之一，應及時開展噪聲試驗以驗證其對噪聲環境的適應性。

2 噪聲試驗方法分析

國外非常重視機載武器噪聲試驗，美國的AGM84A，AGM88A導彈除進行20～2000 Hz的隨機振動外還進行100～2000 Hz、總聲壓為159 dB的全彈噪聲試驗，AIM120導彈更是將低頻隨機振動試驗和高頻噪聲試驗結合進行，作為系統考核試驗項目［2］。1986年頒布的GJB 150雖然等效采用了MIL-STD-810D推薦的噪聲試驗方法，配置了相應的試驗設施，但針對武器的噪聲試驗開展較少。GJB 150.17給出的噪聲環境試驗分混響場噪聲、掠入射噪聲和空腔共鳴噪聲三類［3］。

混響場噪聲方法要求一個均勻強度的噪聲譜型，使噪聲沖擊所有暴露的試驗件表面。通常在一個混響室中產生混響場，提供寬帶隨機激勵并形成規定的頻譜，機載外掛類產品推薦采用混響室試驗方法進行試驗。常規的混響室只能產生160 dB以內的均勻聲場，對于高量級噪聲輸入應考慮使用掠入射噪聲進行試驗。

掠入射噪聲方法要求有一個高強度、具有某一譜型的快速脈動的噪聲，以一個特定的方向沖擊試驗件表面。掠入射噪聲可以在行波管管道內產生，最高聲壓級可達165 dB以上，主要適用于系統級外掛產品，試驗配置相對較容易，并可根據產品體積大小加工相應的行波管。試驗件在行波管內最好保證其表面與管道的內表面平行，以防止引入空腔或局部紊流效應［4］。

空腔共鳴噪聲方法一般采用正弦聲能激勵，其聲譜強度和頻率分量在很大程度上受空腔的幾何形狀與腔內裝備之間關系的支配，適用于武器艙內埋武器。空腔共鳴噪聲試驗可以在混響室或行波管內完成，通過將激勵源調諧到開口空腔的共鳴頻率的正弦聲源來模擬共鳴狀況，空腔共鳴噪聲試驗應規定下列試驗參數：噪聲頻率、空腔內的總聲壓級、試驗持續時間。

內埋武器實際使用中受到的噪聲環境不僅有空腔共鳴正弦噪聲，還有載機進氣道引起的隨機噪聲，是由行波聲場和混響聲場合成的復雜聲場。由于實際條件限制，空腔共鳴正弦噪聲試驗通常單獨在混響室或行波管內進行。

3 空腔共鳴試驗條件分析

GJB 150.17給出了空腔共鳴試驗條件的計算方法，認為空腔共鳴聲壓級與自由來流動壓有關，而共鳴頻率取決于空腔尺寸和空氣動力流動條件，見公式（1）和公式（2）。

式中：B0為試驗聲壓級，dB；q為空腔敞開時的飛行動壓，Pa；fN為第N階模態共鳴頻率（N=1，2，3，…），Hz；N為模態數；Ma為馬赫數；L為暴露于氣流中的開口長度/半徑，m；C為飛行高度上的聲速，m/s。

該計算方法主要基于Heller，Smith.D等人1975年的研究報告給出。由公式（2）計算的共鳴頻率非常低，遠低于目前噪聲試驗設備能夠達到的下限頻率，由此確定的空腔共鳴試驗頻率無法在實驗室進行試驗。通過算例計算分析，公式（2）給出的共鳴頻率計算方法存在較大誤差。2008年頒布的MILSTD-810G對空腔共鳴頻率計算方法進行了修正，對于長深比大于2、飛行馬赫數在0.4～1.5以內的空腔，給出的共鳴頻率計算方法見公式（3）。以典型參數進行例證，假定長度為4 m的大型武器艙以馬赫數1.5的速度在12 km高度開艙飛行，分別用公式（2）和公式（3）計算其共鳴頻率。公式（2）計算的第5階模態共鳴頻率才達到0.06 Hz，公式（3）第1階模態共鳴頻率已達到45.7 Hz，在10階以內就能達到500 Hz的上限要求，并與模型測試結果有較好的一致性，詳細計算結果見表1。由此可見，按公式（3）給出的空腔共鳴頻率具有更好的可實施性。

式中：U為自由來流速度，m/s；L為暴露于氣流中的空腔長度，m；Ma為自由來流馬赫數；N為聲模態階數；γ為空氣的比熱比，恒定常數1.4。

表1 空腔共鳴頻率計算結果Table 1 Calculating results of cavity resonance frequency

關于空腔共鳴噪聲試驗頻率的下限，應考慮可實施性。有文獻認為若產品進行振動試驗，則不進行低于100 Hz頻率范圍內的噪聲試驗，產品結構保證其耐受低于上述頻率的噪聲作用的穩定性，高于100 Hz的噪聲可以方便地在行波管或混響室中實現激勵［5］。

關于空腔共鳴噪聲試驗時間，由于武器艙開艙門的持續時間很短，且按內埋武器典型使用動壓計算，噪聲試驗聲壓級超過170 dB。因此空腔共鳴噪聲試驗時間可確定為10 min或完成一次性能測試時間，以保證試驗的可實施性。

4 噪聲試驗程序

按圖1所示，將內埋武器用彈性支承系統懸掛在行波管或混響室的中間，并使武器表面積最大的方向朝向聲源方向并暴露于噪聲激勵中。支承系統或任何輔助結構不應引入附加噪聲或振動，其共振頻率應選擇小于25 Hz或1/4最低試驗頻率兩者中較小者。

試驗期間，與內埋武器連接的電纜、導管等，應類似于服役中的狀態（約束和質量）。靠近內埋武器的每個不同的主要表面上，放置用于試驗控制的傳聲器（3～9個），距離表面0.5 m或介于表面中心和室壁之間的中間，取兩者中較小者，試驗控制的總聲壓級偏差應在-2～4 dB以內。

圖1 噪聲試驗配置狀態Fig.1 Acoustic noise test configuration

按規定的噪聲試驗量級對內埋武器施加噪聲激勵，同時測試受試產品性能。試驗后進行必要的外觀檢查，以確定內埋武器在噪聲環境下結構和性能是否符合使用要求。

若條件允許，應在武器外表面配置振動傳感器，測試噪聲試驗時各部位的振動響應，并與飛行試驗數據進行比較分析。

5 結論

空腔共鳴噪聲環境是新一代戰機內埋武器在武器艙開艙門瞬間遇到的嚴酷環境因素之一，為確定內埋武器艙結構和武器在此環境下能夠正常工作，必須開展相應的空腔共鳴噪聲環境試驗。筆者在討論噪聲環境試驗方法的基礎上，給出了內埋武器可行的噪聲環境試驗方法，嘗試確定了內埋武器空腔共鳴試驗條件的計算方法和試驗程序，為開展進一步的試驗研究工作提供參考。

參考文獻：

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［3］ GJB150.17－1986，軍用設備環境試驗方法噪聲試驗［S］.GJB 150.17－1986，Military Equipment Environmental Test Acoustic Noise［S］.

［4］ 邵闖，黃文超.機載設備的噪聲環境試驗研究［J］.裝備環境工程，2009，6（3）：46－50.SHAO Chuang，HUANG Wen-chao.Study of Noise Environmental Test of Airborne Equipment［J］.Equipment Environmental Engineering，2009，6（3）：46－50.

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