郭強嶺

（中國空空導(dǎo)彈研究院， 河南 洛陽 471009）

飛行器在掛載飛行和自主飛行過程中承受由于氣動力“壓力脈動”引起的噪聲環(huán)境，通常這些壓力脈動在5kPa～87kPa的幅值范圍內(nèi)和10Hz～10kHz的寬頻帶內(nèi)是隨機性的，但也可能存在很高幅值的離散頻率壓力脈動。氣動噪聲的大小與自由來流的動壓成正比，同時也與導(dǎo)彈外形、飛行馬赫數(shù)和攻角等密切相關(guān)，其聲壓總級在130dB～170dB范圍內(nèi)。噪聲環(huán)境作用于飛行器外殼并通過與外殼相連接的結(jié)構(gòu)引起飛行器內(nèi)部設(shè)備的振動響應(yīng)，是飛行器壽命期內(nèi)的主要環(huán)境因素之一。

嚴酷的噪聲環(huán)境能導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)疲勞破壞，這種破壞通常是先出現(xiàn)累積損傷，然后出現(xiàn)裂紋，繼而裂紋擴大，最后斷裂。另外由于噪聲在固體中傳播衰減很少，因此它還能夠?qū)е嘛w行器內(nèi)部微電子器件的引線故障、印刷電路板破裂、電觸點斷續(xù)工作、波導(dǎo)管與速調(diào)管失靈或損壞、光學(xué)元件失調(diào)和過量的電噪聲等，應(yīng)在飛行器研制階段開展噪聲環(huán)境研制試驗，以確定結(jié)構(gòu)設(shè)計、選用的器件和工藝對噪聲環(huán)境的適應(yīng)性。我國頒布的GJB 150.17–1986《軍用設(shè)備環(huán)境試驗方法 噪聲試驗》規(guī)定了各類飛行器的噪聲試驗條件和試驗方法，本文簡要介紹了GJB 150.17–1986噪聲試驗標準提供的試驗方法，重點針對空腔共鳴試驗條件進行分析并給出相應(yīng)標準修訂建議。

1 GJB 150.17–1986噪聲試驗標準簡介

國外20世紀70年代對武器系統(tǒng)噴氣噪聲進行了深入研究，并將其作為武器系統(tǒng)環(huán)境試驗的一個重要組成部分寫入了MIL–STD–810。我國也幾乎在同期開始了射流聲學(xué)的研究工作，GJB 150.17–1986等效采用了1983年頒布的MIL–STD–810D推薦的噪聲試驗方法，并與1989年頒布的MIL–STD–810E完全一致，是目前現(xiàn)行有效的噪聲環(huán)境試驗標準，并給出了試驗條件的確定方法，具有較好的可操作性。

GJB 150.17–1986給出的噪聲環(huán)境試驗分混響場噪聲、掠入射噪聲和空腔共鳴噪聲3類，混響場噪聲方法要求一個均勻強度的噪聲譜型，沖擊所有暴露的裝備表面。通常在一個混響室中產(chǎn)生混響場，提供寬帶隨機激勵并形成譜。對機載外掛推薦采用混響室試驗方法進行試驗，但混響室只能產(chǎn)生160dB以內(nèi)的均勻聲場，對于高量級噪聲輸入應(yīng)考慮使用掠入射噪聲進行試驗。

掠入射噪聲方法要求一個高強度、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。掠入射噪聲在行波管管道內(nèi)產(chǎn)生，最高聲壓級可達165dB以上，主要適用于系統(tǒng)級產(chǎn)品，試驗配置較容易，并可根據(jù)產(chǎn)品體積大小加工相應(yīng)的行波管。試驗件在行波管內(nèi)應(yīng)保證該面與管道的內(nèi)表面齊平，以防止引入空腔或局部紊流效應(yīng)。

空腔共鳴噪聲的噪聲譜聲譜的強度和頻率分量在很大程度上受空腔的幾何形狀與腔內(nèi)裝備之間關(guān)系的支配，空腔共鳴噪聲可以在混響室或行波管內(nèi)完成，但應(yīng)使試驗件空腔部分暴露于聲能的直接作用，同時保護所有其他表面。

GJB 150.17–1986規(guī)定：“若設(shè)備的寬帶隨機噪聲環(huán)境的總聲壓級不超過130dB或每赫帶聲壓級低于100dB，則不必進行噪聲試驗”，由于缺少相應(yīng)的實測數(shù)據(jù)，國內(nèi)很少有航空產(chǎn)品按標準要求開展噪聲環(huán)境試驗。但隨著新一代戰(zhàn)機研制，內(nèi)埋武器艙成為隱身性能較好的配置方案，而武器艙開門時氣穴掠入氣流形成的空腔共鳴環(huán)境對艙體結(jié)構(gòu)和艙內(nèi)外掛物影響很大，成為新研武器系統(tǒng)必須考慮的環(huán)境因素之一，應(yīng)及時開展空腔共鳴噪聲試驗以驗證環(huán)境適應(yīng)性，但試驗條件設(shè)計時發(fā)現(xiàn)GJB 150.17–1986給出的空腔共鳴噪聲環(huán)境試驗條件存在一些問題，影響試驗的實施。

2 空腔共鳴試驗條件分析

2.1 GJB 150.17—1986空腔共鳴試驗條件

空腔共鳴聲壓級與自由來流動壓有關(guān)，而共鳴頻率取決于空腔尺寸和空氣動力流動條件，試驗條件計算方法主要基于Heller、Smith D等人1975年的研究報告給出，見公式（1）和公式（2）。

式中：

B0——試驗聲壓級，dB；

q——空腔敞開時的飛行動壓，Pa。

開放式調(diào)查中，當(dāng)問及學(xué)生想組建何類新社團時，他們表現(xiàn)出極大積極性?，F(xiàn)在校學(xué)生為“九五后”、“零零后”群體，他們對社團活動需求呈現(xiàn)出新的表象，已發(fā)生較大變化。他們普遍提出，需增加創(chuàng)新創(chuàng)意，聚焦大學(xué)生課余生活來提高社團吸引力，建議新增的有特色的社團，如天文社、戶外實踐類社團(旅行)、退伍軍人相關(guān)社團等。

式中：

fN——第N階模態(tài)共鳴頻率，Hz；

N——模態(tài)數(shù)(N = 1, 2, 3, …)；

M ——馬赫數(shù)；

L——暴露于氣流中的開口長度/半徑，m；

C——飛行高度上的聲速，m/s。

空腔共鳴頻率fN的上限為500Hz，在f1＞500Hz的情況下，僅使用這階模態(tài)。

由計算結(jié)果可見，對于此大型武器艙依據(jù)標準推薦的計算公式空腔共鳴試驗聲壓級達160dB以上，第1 586階模態(tài)共鳴頻率才達到20Hz，一般混響室只能達到155dB左右，此試驗只能在行波管內(nèi)進行試驗，但各階空腔共鳴頻率均為次聲頻率，在現(xiàn)有的行波管內(nèi)無法完成空腔共鳴噪聲試驗。

表1 GJB150.17–1986空腔共鳴試驗條件

2.2 MIL–STD–810F空腔共鳴試驗條件

2000年頒布的MIL–STD–810F中空腔共鳴聲壓級的計算公式?jīng)]有變化，但對空腔共鳴頻率的計算公式進行了修改，見公式（3）。不難看出在艙體尺寸不變的情況下按公式（3）計算的空腔共鳴頻率將更低，無法據(jù)此開展空腔共鳴試驗。制定MIL–STD–810F的參考文獻之一就是NATO AECTP400，通過查閱2006年頒布的AECTP400第3版，其中給出了與公式（2）相同的共鳴頻率計算公式，由此可見MIL–STD–810F出版過程中可能存在公式編排錯誤。目前正在報批的GJB150A.17相應(yīng)等效采用了MIL–STD–810F的空腔共鳴計算公式，也存在此問題。

2.3 MIL–STD–810G空腔共鳴試驗條件

2008年正式頒布的MIL–STD–810G空腔共鳴聲壓級的計算公式?jīng)]有變化，但對空腔共鳴頻率的計算方法進行了重大修改，對于長深比大于2、飛行馬赫數(shù)在0.4～1.5內(nèi)的空腔，給出的共鳴頻率計算方法見公式（4）。

式中：

U——自由來流速度，m/s；

L——暴露于氣流中的空腔長度，m；

M——自由來流馬赫數(shù)；

N——聲模態(tài)階數(shù)；

γ——空氣的比熱比，恒定常數(shù)1.4。

經(jīng)查閱資料，美國《軍用飛機聲疲勞設(shè)計指南》中提供了與MIL–STD–810G類似的空腔共鳴頻率計算公式，見公式（5）。

由于MIL–STD–810G和美國《軍用飛機聲疲勞設(shè)計指南》中并未給出計算公式來源，我們也沒有內(nèi)埋武器艙噪聲環(huán)境測試數(shù)據(jù)，無從判斷公式的孰對孰錯。將典型發(fā)射參數(shù)分別用公式（4）和公式（5）進行空腔共鳴頻率驗算，計算結(jié)果見表2，參數(shù)相同時公式（4）的計算頻率明顯比公式（5）的計算頻率高1.5倍以上，且在10階以內(nèi)聲模態(tài)頻率就能達到500Hz，試驗的可操作性更強。

表2 公式（4）和公式（5）空腔共鳴頻率驗算結(jié)果

3 結(jié)論

空腔共鳴噪聲環(huán)境試驗是新一代戰(zhàn)機內(nèi)埋武器艙結(jié)構(gòu)和內(nèi)埋武器系統(tǒng)必須進行環(huán)境研制試驗，依據(jù)現(xiàn)行的GJB 150.17–1986計算的空腔共鳴試驗條件在現(xiàn)有試驗設(shè)備中無法實施。通過分析MIL–STD–810F、NATO AECTP400、MIL–STD–810G和美國軍用飛機聲疲勞設(shè)計指南等相關(guān)規(guī)范中提供的空腔共鳴試驗條件，MIL–STD–810F的計算公式可能存在編排錯誤，MIL–STD–810G的計算公式較為可信，而我國正在報批的GJB 150A.17等效采用了MIL–STD–810F的空腔共鳴計算公式，建議盡快依據(jù)MIL–STD–810G進行修改，同時開展空 腔噪聲環(huán)境實測工作，對共鳴頻率計算公式進行必要的校核。