載人航天器穩(wěn)態(tài)噪聲測量試驗方法研究

彭華康，石 泳，賈世錦，黃 震，蘇 令，張振華

（中國空間技術研究院載人航天總體部，北京100094）

載人航天器穩(wěn)態(tài)噪聲測量試驗方法研究

彭華康，石 泳，賈世錦，黃 震，蘇 令，張振華

（中國空間技術研究院載人航天總體部，北京100094）

為在地面研制期間對載人航天器密封艙內(nèi)穩(wěn)態(tài)噪聲進行有效測量以減小在軌技術風險，理論推導了背景噪聲對測量結(jié)果的修正值，基于試驗影響域、噪聲源識別及噪聲傳播路徑分析結(jié)果，提出了測量儀器要求，研究了穩(wěn)態(tài)噪聲測量方法和試驗流程，經(jīng)載人飛船地面模擬飛行試驗驗證，軌道艙內(nèi)穩(wěn)態(tài)噪聲測量結(jié)果與在軌實測值相差1.4 dB，二者吻合較好。

載人航天器；噪聲源識別；傳播路徑；背景噪聲；修正值

1　引言

噪聲是指不需要或不期望的聲音［1］。載人航天器密封艙內(nèi)噪聲主要由連續(xù)的長期噪聲即穩(wěn)態(tài)噪聲（Continuous Noise）和斷續(xù)的短期噪聲即間斷噪聲（Intermittent Noise）組成［2］。間斷噪聲主要來源于間斷工作的噪聲源，其作用時間短、易于防護。而穩(wěn)態(tài)噪聲主要來源于連續(xù)工作的噪聲源，即穩(wěn)態(tài)噪聲源，其作用時間長、難以防護，需對其進行有效的降噪控制。維持載人航天器密封艙內(nèi)良好的穩(wěn)態(tài)噪聲水平非常重要，不僅可以保護航天員的聽力系統(tǒng)，便于航天員相互交流，還給航天員提供一個健康、安全、舒適的工作和生活環(huán)境。惡劣的穩(wěn)態(tài)噪聲環(huán)境不僅能引起航天員生理或心理上的不利變化［2］，如不安、焦慮、注意力分散等，還能導致在軌工作效率下降，嚴重時將影響噪聲敏感設備的工作性能，損傷航天員的聽力系統(tǒng)，使其無法有效辨識系統(tǒng)警報聲或地面控制指令，導致誤判斷或誤操作等，嚴重影響飛行任務的安全。因此，需將載人航天器密封艙內(nèi)的噪聲水平控制在一個合理的范圍內(nèi)，并在地面研制期間進行有效的測量和驗證。

國際空間站建造過程中，美國國家航天局（NASA）專門成立了聲學辦公室（InternationalSpace Station Acoustics Office）和技術團隊（Acoustics Working Group）［3-4］，用來指導國際空間站噪聲控制的設計、實施和試驗驗證等［5-6］，他們提出了很多值得借鑒的經(jīng)驗，其中很重要的一點就是在地面研制期間進行充分的試驗驗證，以減小在軌技術風險。目前，我國在載人航天器噪聲控制和試驗等方面的研究較少，隨著我國空間實驗室和空間站工程的實施，國內(nèi)在這方面的研究逐步開展。耿麗艷［7］等對載人飛船泄復壓過程中軌道艙間斷噪聲環(huán)境進行了試驗測量研究，魏傳鋒［8］等對載人航天器穩(wěn)態(tài)噪聲進行了仿真分析。目前，尚未見到有關載人航天器穩(wěn)態(tài)噪聲測量試驗方法研究的文獻。

為獲取準確、有效的穩(wěn)態(tài)噪聲測量試驗結(jié)果，首先，應充分分析試驗的影響域，盡量降低各種因素的影響；其次，應有效識別噪聲源和噪聲傳播路徑，以減小噪聲源能量輻射的主方向?qū)υ囼灲Y(jié)果的影響；再次，應盡量量化背景噪聲對試驗結(jié)果的影響，使測量結(jié)果更加準確；最后，測量方法的選擇很重要，直接影響測量結(jié)果的有效性。本文研究了一種載人航天器密封艙內(nèi)穩(wěn)態(tài)噪聲測量試驗方法，解決了上述關心的問題，完成了地面試驗實施，并將試驗結(jié)果和在軌實測值進行了對比，結(jié)果吻合較好。

2　試驗影響域分析

從全面質(zhì)量管理理論的“人、機、料、法、環(huán)”五個角度出發(fā)，影響載人航天器穩(wěn)態(tài)噪聲測量試驗結(jié)果的因素主要考慮以下幾個方面：

1）試驗人員應熟練操作測量設備；

2）測量設備應符合相關標準要求，并在計量有效期內(nèi)；

3）航天器自身技術狀態(tài)應反映實際的工作狀態(tài)，試驗前，需確認所有穩(wěn)態(tài)噪聲處于真實的在軌飛行狀態(tài)；

4）需選擇正確的測量方法；

5）需降低試驗場地環(huán)境對試驗結(jié)果的影響，比如避開其他輻射噪聲的作業(yè)活動，降低試驗場地內(nèi)空調(diào)、通風等系統(tǒng)的工作負荷或臨時關閉；此外還要考慮天氣的影響，應避開雷電、暴雨等惡劣天氣。

3　噪聲源識別和傳播路徑分析

噪聲是由振動產(chǎn)生的，噪聲源即是產(chǎn)生振動的物體［9］。載人航天器在軌運行時，產(chǎn)生振動的物體主要涉及風機、風扇、泵等設備的轉(zhuǎn)動部件。

根據(jù)以上噪聲源識別方法，載人航天器產(chǎn)生振動的噪聲源主要有：

1）強迫艙內(nèi)空氣對流換熱的熱控風機和座艙風扇；

2）為發(fā)熱量較大設備進行降溫的風機；

3）驅(qū)動凈化空氣的凈化通風組件風機；

4）為空氣降溫收集冷凝水的冷凝干燥組件風機；

5）進行姿態(tài)測量和控制的陀螺轉(zhuǎn)子；

6）驅(qū)動流體回路流動的泵組件。

風機、風扇、陀螺和泵等設備的轉(zhuǎn)動部件，在軌運行時會持續(xù)工作，形成機械性噪聲和空氣動力性噪聲。機械性噪聲是由這些設備殼體以及與其相連的結(jié)構振動輻射的結(jié)構噪聲，主要以橫波的形式向周圍結(jié)構傳遞；空氣動力性噪聲是這些設備的旋轉(zhuǎn)部件周期性地打擊空氣質(zhì)點引起空氣壓力脈動形成旋轉(zhuǎn)噪聲，以及旋轉(zhuǎn)部件表面的湍流邊界層脫離引起氣流壓力脈動形成的湍流噪聲。

4　背景噪聲對測量結(jié)果的修正

假設某測點背景噪聲聲壓級為Lp′，實際噪聲聲壓級為Lp，在背景噪聲的影響下，測得的總聲壓級為參考聲壓各聲壓級滿足式（1）～（3）：

總聲壓級與背景噪聲聲壓級之間的差值滿足式（5）：

總聲壓級與實際噪聲聲壓級之間的差值滿足式（6）：

由式（6）可知式（7）：

將式（5）代入式（7），得到實際噪聲聲壓級Lp與總聲壓級之間的關系如式（8）：

工程實際噪聲測量試驗中，實際噪聲應不小于背景噪聲，否則測量結(jié)果意義不大。當背景噪聲和實際噪聲聲壓相同時，即P′=P，由式（5）總聲壓級與背景噪聲聲壓級的差值可表示如式（9）：

圖1　實際噪聲聲壓級修正曲線Fig.1 The corrected curve of real sound pressure level

由式（9）可知，背景噪聲聲壓級至少比總聲壓級低3 dB時，測量結(jié)果才有意義。當總聲壓級與背景噪聲聲壓級的差值不小于3 dB時，背景噪聲對試驗結(jié)果的修正值如表1。

表1　總聲壓級與背景噪聲聲壓級的差值對實際噪聲聲壓級的修正量Table 1 The corrected value of real sound pressure level

綜上所述，噪聲測量試驗中，有必要考慮背景噪聲對測試結(jié)果的影響，并根據(jù)總聲壓級與背景噪聲聲壓級的差值對試驗結(jié)果進行適當修正。

5　試驗方法研究

穩(wěn)態(tài)噪聲源發(fā)出的聲音的聲壓級可以是恒定的、起伏的或在某一段時間間隔內(nèi)緩慢變化。參考國內(nèi)和國外相關標準［10-11］，評價載人航天器密封艙內(nèi)的穩(wěn)態(tài)噪聲，一般采用A計權聲壓級，它主要模擬人耳聽覺系統(tǒng)對響度的感受，與人耳主觀感覺比較接近，可以用聲級計等儀器直接測量。本章主要討論測量儀器要求、A計權聲壓級測量方法以及測試試驗流程。

5.1 測量儀器要求

測量儀器應至少滿足［12］中II級設備的要求。測量的前后，應對整套測量系統(tǒng)進行聲學校準，聲學校準應盡量在現(xiàn)場進行，前后兩次校準值之差大于0.5 dB時，測試結(jié)果無效。此外校準器也應定期進行校準，應符合［12］的要求。

5.2 A計權聲壓級的測量

如前所述，穩(wěn)態(tài)噪聲源工作時輻射的聲能量具有一定的波動性，為更準確地描述艙內(nèi)的聲學特性，可采用能量平均的方法，即將某一段時間內(nèi)測得的不同A計權聲壓級，用一個聲壓級來表示，表征該段時間內(nèi)的聲學特性，這個聲壓級即為等效連續(xù)A計權聲壓級［13］，用符號LAeq，T表示。

假設噪聲測量的采樣時間間隔為ΔT，測量時間段為T，則等效連續(xù)A計權聲壓級可用公式（10）表示［14］：

式中，LpAi為第i個樣本的A計權聲壓級，n為在時間段T內(nèi)采集的樣本總數(shù)。

時間間隔ΔT可以是固定的，也可以是隨機的。如果實測噪聲的聲壓級起伏很小，變化范圍在5 dB以內(nèi)，則測量結(jié)果的算術平均值近似等于等效連續(xù)A計權聲壓級［14］，如式11）所示。

5.2.1 測量時間

測量時間段T的選擇很重要，時間段T內(nèi)的測試結(jié)果應能反映被測物體真實的噪聲特性。載人航天器穩(wěn)態(tài)噪聲測量時間段應覆蓋載人航天器在軌正常飛行狀態(tài)，測量過程中穩(wěn)態(tài)噪聲源均應正常工作，只有在這個時間段內(nèi)，測量獲得的穩(wěn)態(tài)噪聲特性才能反映其真實的噪聲水平。

5.2.2 測量位置

傳聲器（測點）的位置應考慮航天員不在艙內(nèi)的情況下，放在占有該工作或休息空間的航天員的頭部附近。傳聲器應盡可能地放在離外耳道入口約0.1 m處［15］，以便接受較高的等效連續(xù)A計權聲壓級。

傳聲器的固定點應盡量遠離噪聲源及其支撐結(jié)構，以減少噪聲源能量輻射的主方向?qū)y試結(jié)果的影響。載人航天器內(nèi)傳聲器的位置應盡量遠離風機、風扇等聲源的進、出風口和其支撐連接結(jié)構。

為便于控制試驗狀態(tài)和記錄試驗結(jié)果，將傳聲器與艙外的聲級計用電纜連接起來，從聲級計處讀取測量結(jié)果。測試設備的連接關系如圖2。

圖2　噪聲測試設備連接圖Fig.2 The connection relationship of noise measurement devices

5.3 試驗流程

根據(jù)以上分析內(nèi)容，結(jié)合工程實踐，設計試驗流程如圖3。

圖3　噪聲測量試驗流程Fig.3 The flow chart of noise measurement experiment

主要工作內(nèi)容如下：

1）噪聲測量準備

檢查噪聲測量儀器的計量日期，安裝傳聲器，連接聲級計等準備工作。

2）噪聲測量系統(tǒng)校準

使用校準器對噪聲測量系統(tǒng)進行聲學校準，并記錄測試結(jié)果。

3）背景噪聲測量

載人航天器斷電狀態(tài)下，測量艙內(nèi)測點的背景噪聲，并記錄測試結(jié)果。

4）載人航天器狀態(tài)設置

載人航天器加電，設置在軌正常飛行狀態(tài)，按照飛行程序正常啟動穩(wěn)態(tài)噪聲源。載人航天器艙門關閉或虛掩。

5）載人航天器噪聲測量

測量艙內(nèi)測點的穩(wěn)態(tài)噪聲，并記錄測試結(jié)果。

6）噪聲測量系統(tǒng)校準

使用校準器對噪聲測量系統(tǒng)進行聲學校準，并記錄測試結(jié)果。

7）測試設備撤收

噪聲測量設備斷電，拆除傳聲器和連接電纜，噪聲測量系統(tǒng)撤場。

6　試驗實施與驗證

基于上述試驗方法，對載人飛船軌道艙穩(wěn)態(tài)噪聲進行了測量，軌道艙內(nèi)穩(wěn)態(tài)噪聲是軌道艙、返回艙兩密封艙穩(wěn)態(tài)噪聲源輻射的機械性噪聲、空氣動力性噪聲和非密封的推進艙穩(wěn)態(tài)噪聲源輻射的機械性噪聲組成的。試驗前對試驗場地環(huán)境、測量設備進行了有效性確認，對試驗人員進行了崗位熟練度檢查，結(jié)果均滿足要求。

傳聲器固定在軌道艙中心上部II偏III象限航天員工作區(qū)域的頭部附近，遠離軌道艙所有穩(wěn)態(tài)噪聲源及其支撐結(jié)構，包括I偏II象限中部的熱控風機和下部的空氣凈化風機、I象限上部和III象限下部的座艙風扇、IV象限中部微波雷達熱控風機和下部冷凝干燥組件風機，如圖4，固定點避開了所有風機風扇的進口、出口及其支撐連接結(jié)構。試驗前，載人飛船斷電，對軌道艙內(nèi)背景噪聲進行了測量，實測背景噪聲小于55 dBA。試驗過程中，載人飛船模擬在軌正常飛行狀態(tài)，整船所有穩(wěn)態(tài)噪聲源均按飛行程序正常工作。試驗測量過程覆蓋了載人飛船在軌飛行的正常模式，共隨機測得22個數(shù)據(jù)，如表2，變化曲線如圖5。試驗后對噪聲測量系統(tǒng)進行了校準，前后兩次聲學校準值之差滿足小于0.5 dB的要求，表明測量結(jié)果有效。

圖4　傳聲器固定位置Fig.4 The fixed location of microphone

表2　載人飛船軌道艙內(nèi)穩(wěn)態(tài)噪聲試驗值Table 2 The experimental value of continuous noise in the orbit module of manned spaceship

從圖5可知，測量結(jié)果在64～66.5 dBA之間，變化范圍小于5 dB，根據(jù)式（11），載人飛船軌道艙內(nèi)等效連續(xù)A計權聲壓級等于各個試驗數(shù)據(jù)的算術平均值，即65.6 dBA。基于第4章分析結(jié)果，軌道艙內(nèi)背景噪聲與總體噪聲測量結(jié)果差值在10 dB以上，此時背景噪聲的影響可忽略。

圖5　試驗結(jié)果變化曲線Fig.5 The curve of experiment results

查詢我國交會對接任務期間的在軌數(shù)據(jù)，載人飛船在軌正常飛行時，軌道艙內(nèi)穩(wěn)態(tài)噪聲實測值為64.2 dBA，與地面試驗測量值65.6 dBA相比，相差1.4 dB，結(jié)果吻合較好。

7　結(jié)論

本文對載人航天器密封艙內(nèi)穩(wěn)態(tài)噪聲測量的試驗方法進行了研究，提出了測量儀器、A計權聲壓級測量時間和位置要求，明確了試驗流程，經(jīng)載人飛船地面試驗驗證，試驗測量結(jié)果和在軌實測值相差1.4 dB，二者吻合較好。結(jié)果表明，本文研究的載人航天器穩(wěn)態(tài)噪聲測量試驗方法可行、有效，具有可觀的工程應用價值。

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Research on Measurement Method of Continuous Noise in Manned Spacecraft

PENG Huakang，SHI Yong，JIA Shijin，HUANG Zhen，SU Ling，ZHANG Zhenhua
（Institute of Manned Space System Engineering，China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）

Effective measurement of the continuous noise in the sealed cabin of manned spacecraft during ground test is an important way to reduce the on-orbit technical risks.The corrected value of the test result was gained by theoretical method.Based on the study of the experimental effect domain，the noise source identification，the noise generation mechanism and the transmit paths，a measurement method of the continuous noise in the manned spacecraft was studied.The ground simulation test and the on-orbit measurement were conducted in the orbit module of the manned spaceship.It is verified that the experimental results accord well with the data on orbit.

manned spacecraft；noise source identification；transmit path；background noise；corrected value

V416.6；TB53

A

1674-5825（2016）05-0576-06

2015-06-30；

2016-08-14

彭華康（1984-），男，碩士，工程師，研究方向為載人航天器總體設計。E-mail：penghuakang@aliyun.com