飛行器系統級噪聲-振動-溫度綜合環境試驗技術

齊江龍，張衛紅，陳雅曦，咼道軍，張 皓

（1. 北京強度環境研究所，北京，100076；2. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076； 3. 空間物理重點實驗室，北京，100076）

0 引 言

高超聲速飛行器主要指飛行馬赫數超過5的飛機、導彈等飛行器。目前，國內外研究較多的是一種采用助推-滑翔彈道的高超聲速飛行器，它是一種采用高升阻比外形、長時間在臨近空間進行遠距離、無動力、高速機動滑翔飛行的飛行器，具有遠程快速到達、載荷精確投放，以及突防成功率高等優勢，受到各軍事大國的高度重視。

高超聲速飛行器在整個壽命階段會經歷復雜的力學環境，例如高超聲速滑翔飛行器由于其獨特的發射上升和滑翔再入方式，導致其整個飛行任務剖面各個階段所經歷的力學環境非常復雜。在發射上升階段，會經受氣動噪聲環境條件和由火箭發動機帶來的低頻振動環境條件；在再入機動、滑翔機動、快速下壓機動階段，更是會經受嚴酷的氣動噪聲和氣動熱等環境條件；同時，由于其生命周期的大部分時間處于貯存階段，會經受溫度載荷、濕度載荷以及運輸振動載荷等。可見，在每個階段的環境剖面中，飛行器上儀器設備和彈體結構都要經歷一種或多種力學環境工況。如此惡劣的載荷環境將對產品結構強度和飛行可靠性帶來嚴峻的考驗[1]，例如：翼面和操縱面的熱聲疲勞問題；機電設備和導管、活門、連接件等部件的可靠性問題等。因此通過綜合環境試驗設計復雜環境對飛行器進行地面考核就顯得尤為重要。

1 綜合環境試驗

綜合環境試驗[2]是指同時模擬兩種或兩種以上環境進行的試驗，一般有溫度-濕度-振動試驗、噪聲-振動-溫度試驗、高低溫循環-振動試驗、電子-質子-紫外輻照試驗、環境貯存試驗等，是火箭、衛星、導彈等型號研制過程中的重要試驗項目之一。

噪聲-振動-溫度綜合環境試驗（以下簡稱“綜合環境試驗”）的對象一般是系統級裝備武器，如整艙（電子吊艙）、導彈的艙段或全彈等，可以用來彌補由于飛行器復合環境的多樣性和復雜性導致的少見有效的理論及仿真方法來準確分析計算的不足，因此對于單一環境試驗不能誘發的飛行故障模式，需要采用綜合環境試驗手段來驗證系統級產品的可靠性[3]。美國海軍太平洋導彈試驗中心、洛克希德-馬丁公司等機構，英國、以色列、俄羅斯等國家，已經成功將該方法用于導彈武器的研制中，例如太平洋導彈試驗中心[4]針對空對空導彈同時受到噪聲、振動、熱環境的問題，進行系統級的可靠性驗證試驗，運用這種方法能夠實現地面的動態模擬飛行。目前中國已將此項技術用于多個型號整艙的綜合環境試驗，又稱地面動態模飛試驗[5]。

2 綜合環境效應

高超聲速飛行器在其生命周期的真實環境中，總是承受多個因素同時作用，噪聲-振動-溫度綜合環境效應可包括這些因素引起的主要效應。

試驗表明，當溫度和振動同時存在時，它們之間往往有著相互強化的作用，被強化的程度取決于每一個因素在組合中的權重。高低溫環境引起產品材料基本性能的變化，使產品在振動環境中增加失效的危險。當溫度效應不直接或單獨導致材料失效時，則必須用溫度和振動綜合作用來暴露這種失效，由多種材料組合的設備連接結構，以及包含粘、彈性材料構件的產品結構，對這種綜合作用尤其敏感。在極端溫度條件下，產品和它的附屬設備的諧振頻率以及振動傳遞特性均會發生相對較大的變化，例如在低溫條件下有隔振裝置的試驗件，特別是使用橡膠減振器的試驗件，受到的影響更加明顯。

由于噪聲作用在產品上最終結果是導致結構振動，因此單從產品環境效應上分析，溫度與噪聲耦合后所產生的綜合效應與溫度與振動耦合后產生的綜合效應基本是一致的，所不同的是噪聲能量主要集中在中高頻，同時由于噪聲載荷是面激勵，薄壁結構以及與之相連的結構更加敏感。而噪聲與振動發生耦合后，產品的振動響應將疊加，更容易導致產品發生故障。

噪聲-振動-溫度綜合環境效應會相互影響，繼而產生在任何單一環境或不完全的綜合環境中均不會出現的效應。特別是針對系統級產品時，各個設備之間不僅在結構上互相連接，同時在電氣上相互連通，不僅對單一設備進行了考核，同時對整套系統的信號傳輸、電氣轉換、接插件匹配等綜合性能也進行了考核。因此，綜合環境效應的特點是非單一特征效應而是多種效應復合結果，綜合環境激勵不只是覆蓋常規性能測試、環境試驗中暴露的方案性故障模式，還能包含偶然出現的失效模式。

表1列舉了在以往試驗中產品在綜合環境作用下出現的部分故障模式。

表1 綜合環境試驗一般性故障模式Tab.1 Generalized Failure Mode of the Combined Environmental Testing

3 飛行器系統級綜合環境試驗

飛行器系統級綜合環境試驗模擬了飛行器在整個任務剖面中經歷的聲、振、溫環境條件，試驗主要目的包括：a）對飛行器結構在振動、噪聲、溫度環境下的耐受性進行考核；b）通過布置加速度傳感器，較真實地獲取飛行器上各單機設備的動力學環境條件；c）通過設定試驗剖面，考核飛行器上電子儀器設備的可靠性指標。

某型飛行器具有的獨特的翼身設計方式、防熱能力強、內部裝填空間小等特點，使得綜合環境試驗設計難度增大。試驗需要噪聲加載系統、振動加載系統、溫度加載系統同時加載，因此在設計時一方面需要結合試驗條件分別考慮各分系統的加載能力，另一方面必須綜合考慮各分系統之間的協調配合。圖1為飛行器系統級綜合環境試驗概貌，包含行波管試驗裝置、振動臺以及溫度加載設備。試驗剖面如圖2所示。

圖1 飛行器系統級綜合環境試驗概貌Fig.1 Combined Environmental Testing Equipment for System Level Vehicle

圖2 飛行器系統級綜合環境試驗剖面Fig.2 Profile of the Combined Environmental Testing for System Level Vehicle

3.1 行波聲場加載方法

根據GJB150.17A，對于表面承受壓力脈動（或處于氣動紊流中）的環境下工作或生存的裝備，通常適用行波場噪聲試驗。行波聲場在行波管中產生，沿管道傳播具有給定譜型和帶寬的隨機噪聲[6]。

噪聲加載采用7路行波管施加行波場噪聲載荷，模擬產品發射和飛行過程中經受的噴流和氣動噪聲。噪聲源為7只電動氣流揚聲器，號筒形狀為指數型，截止頻率為25 Hz。試驗使用液氮氣化系統為揚聲器提供氣源。液氮吸收儲能式汽化器的熱能氣化成 0.3~0.8 MPa的氮氣。氮氣經電動氣流揚聲器調制產生噪聲輻射進入行波管產生掠入射聲場。

為了保證行波管裝置中聲場為行波聲場，要求行波管與試驗產品隨形設計，飛行器大面積的翼面以及不規則的外形為行波管隨形設計帶來了較大難度。本次試驗針對飛行器外形優化了內部聲道布局形式，滿足了總聲壓級接近165 dB的高量級噪聲加載，同時保證了同一聲道上下截面（即產品軸向）聲場均勻性以及不同聲道（即產品周向）聲場均勻性。如圖3所示，行波管裝置上下共8層，總高10 m，其中在第2層與第7層每個聲道內安裝傳聲器用于噪聲控制與監測。

圖3 行波管裝置Fig.3 Equipment of the Progressive Wave Tube

3.2 內部溫度循環方法

綜合環境試驗中溫度載荷常通過溫度循環系統實現，一般包括電加熱器、液氮冷卻系統、風機系統、溫度循環管路以及控制終端等。試驗溫度控制采用PID控制，控制點溫度實時反饋，控制終端實時調節電加熱器功率或液氮輸出流量。

在開展綜合環境試驗時，根據試驗產品狀態不同分為外部加溫與內部加溫兩種溫度加載方法。外部加溫方法將產品整體置于透聲保溫罩內，通過保溫罩內溫度氣體與產品表面發生熱交換，逐漸將熱量傳導進入產品內部。外部加溫方法的優點在于對產品外形及開口無要求，達到目標溫度后產品內部溫度場均勻性好，缺點在于加載溫度時間長，溫度控制時延較大，外部加溫方法適用于外殼導熱率好的產品。對于飛行器等表面覆蓋有隔熱層的產品采用外部加溫方法加溫效率極低，一般采用內部加溫方法。內部加溫方法采用加溫管路直接將溫度氣體通過產品口蓋送入產品內部，改變產品內部空氣溫度。對于帶隔熱層、熱傳導性差的試驗產品，內部加溫方案更容易滿足試驗條件要求。然而，飛行器內部裝填空間小，裝填密度大，導致產品內部氣流通過性差，流阻增大，整個溫度循環管路中的壓強損失增大，流量減小，溫度氣體不能順暢的送入產品內部。此外，大規模綜合環境試驗由于場地、試驗裝置體積等限制，實現溫度加載往往需要較長的管路，但長距離管路帶來的壓強損失也不利于溫度的加載。對于大流阻、長距離的溫度循環回路，常規的溫度加載裝置往往由于壓強損失大、氣體流量小，導致熱量嚴重耗散，無法加溫至試驗條件要求。

試驗實施前對管路壓強損失進行了估算，對于圓管而言，管道流動產生的沿程壓強損失為

式中λ為沿程阻力系數；l，d分別為管長和直徑；為動壓。

對于三通、變徑、轉彎等所產生的局部壓強損失為

式中ξ為局部阻力系數。

估算溫度加載設備和產品中的壓強損失spΔ和cpΔ。

可得溫度加載管路系統性能曲線函數：

式中γ為容重；S為阻抗；Q為流量。

試驗通過在原有溫度加載設備上串聯氣泵對溫度循環管路進行加壓。氣泵的功率結合氣泵性能曲線與管路性能曲線給出。在綜合環境試驗加載高溫狀態時，通過設計溫度管路將氣泵串聯于飛行器上溫度氣流入口之前，氣泵產生的氣壓可以克服壓強損失，維持氣流循環，同時，氣泵工作產生的熱量直接進入試驗產品內，提高加熱效率；在綜合環境試驗加載低溫狀態時，設計溫度管路將氣泵串聯于飛行器上溫度出口之后，此時，氣泵工作產生的熱量不會干擾試驗產品正常降溫。

此外，試驗實施中布置內部氣流管路時，在重點關注位置、流動死水區等處，合理布置支流管路，避免內部溫度場分布不均勻。

3.3 飛行器工藝口蓋設計

采用內部加熱方法需要飛行器表面留有進出溫度管路的開口，為避免破壞飛行器表面結構，試驗設計了工藝口蓋用以代替產品真實口蓋，并在工藝口蓋上預留通氣孔以安裝溫度管路。為了保證與產品真實狀態近似，工藝口蓋的剛度與隔聲量應與原始口蓋近似。剛度設計通過有限元方法對工藝口蓋的模態參數進行計算，并與真實口蓋模態試驗結果進行對比驗證；隔聲量設計采用質量等效原則，保證工藝口蓋面密度與真實口蓋相同。設計時需通過材料選擇、布置加強筋等優化方案以同時滿足隔聲量與剛度要求。

根據計算，工藝口蓋采用10 mm厚的鋁合金材質，工藝口蓋外表面輪廓與原始口蓋相同。為保證保溫效果，在工藝口蓋敷設保溫材料。表2為工藝口蓋模態頻率的計算值與真實口蓋試驗值的對比，模態頻率誤差在5%以內。

表2 真實口蓋與工藝口蓋模態頻率Tab.2 Modal Frequency of the Real Flap and Craft Flap

試驗前開展了真實口蓋與工藝口蓋隔聲量對比測試，分別對真實口蓋狀態與工藝口蓋狀態下的飛行器施加了行波場噪聲載荷，通過內外置傳聲器測量結果可以得出真實口蓋與工藝口蓋隔聲量差異，如圖4所示。由圖4可見工藝口蓋在各頻帶的隔聲量與真實口蓋比較接近，總隔聲量相差1.6 dB，比較好地模擬了真實口蓋的隔聲性能。

圖4 真實口蓋與工藝口蓋隔聲量差異Fig.4 Sound Insulation Quantity Difference of the Real Flap and Craft Flap

4 結束語

為順利完成某型號飛行器系統級振動-噪聲-溫度綜合環境試驗，實現振動、噪聲、溫度復合環境的加載，對飛行器系統級噪聲-振動-溫度綜合環境試驗中解決的技術難題總結如下：

a）針對飛行器隨形設計的行波管裝置滿足了總聲壓級接近165 dB的行波聲場加載，并在飛行器周向與軸向有很好的聲場均勻性。

b）采用串聯氣泵法補償了溫度循環中大流阻帶來的壓強損失，實現了內部高密度裝填飛行器遠距離溫度加載；通過設計內埋管路位置以及正確選取溫度控制點滿足了溫度試驗條件的要求。

c）采用質量定律以及有限元計算方法進行了工藝口蓋設計，通過試驗驗證了工藝口蓋與真實口蓋的模態參數、隔聲量一致性較好。

目前，系統級噪聲-振動-溫度綜合環境試驗是評價飛行器產品可靠性的重要手段，整體試驗技術也相對成熟，與單應力試驗相比能更真實地模擬復合應力環境，也更易激發出單應力試驗難以暴露的故障，發現產品在設計、加工等方面的缺陷，考核試驗產品的可靠性，在諸多型號應用中，都取得了理想的效果。