仲作陽，張海聯(lián)，周建平

（1.載人航天總體研究論證中心，北京100094；2.中國載人航天工程辦公室，北京100034）

地月空間站艙段精細化聲振耦合建模與仿真

仲作陽1，2，張海聯(lián)1，周建平2

（1.載人航天總體研究論證中心，北京100094；2.中國載人航天工程辦公室，北京100034）

在地月空間站長期飛行中，持續(xù)、過度的噪聲環(huán)境會危害航天員的身心健康，并影響工作效率。地月空間站設(shè)備功率大、噪聲源數(shù)目多、噪聲指標(biāo)嚴(yán)苛，給噪聲控制和設(shè)計帶來很大的挑戰(zhàn)。為確保艙段噪聲指標(biāo)滿足要求，基于聲學(xué)有限元方法，根據(jù)已掌握的噪聲源頻譜特性、艙段構(gòu)型布局、設(shè)備安裝方式等建立整艙復(fù)雜聲振耦合精細化噪聲仿真模型。對環(huán)控、熱控及推進分系統(tǒng)等多種噪聲源單獨工作或同時工作時密封艙內(nèi)的噪聲進行仿真，得到艙內(nèi)低頻噪聲水平特性分布。結(jié)果表明：聲振耦合下艙內(nèi)的總體噪聲水平遠高于不考慮聲振耦合的情況，并導(dǎo)致三個航天員睡眠區(qū)頭部的聲壓級分布差異較大。此外，睡眠區(qū)粘貼吸聲材料后，對高頻段的吸聲降噪效果明顯，對中頻段有一定的降噪效果，但對低頻段幾乎不起作用。

地月空間站；聲振耦合；噪聲仿真與評價；聲學(xué)有限元

1 引言

地月空間站環(huán)控通風(fēng)系統(tǒng)、壓氣機/液冷模塊以及控制力矩陀螺（CMG）等環(huán)境控制設(shè)備，熱控制設(shè)備，姿態(tài)控制設(shè)備均會產(chǎn)生噪聲，長時間持續(xù)、過度的噪聲環(huán)境會危害航天員的身心健康，導(dǎo)致航天員的工作效率下降、睡眠質(zhì)量差、易產(chǎn)生疲勞，還會造成航天員之間的交流障礙，從而影響日常操作，甚至造成航天員的聽力損傷或聽閾偏移［1］。此外，長期微重力環(huán)境下人體會發(fā)生一系列生理變化，低頻噪聲和次聲波的振幅大、能量高、穿透能力強，會直接通過骨骼傳導(dǎo)到人體，并與顱腔、內(nèi)臟器官形成共振，對人體生理健康的傷害更加嚴(yán)重［2］。因此需要對地月空間站的艙內(nèi)噪聲進行評價、預(yù)測與控制。

NASA最早是從20世紀(jì)60年代“水星計劃”開展載人航天器的噪聲研究的［3］，主要針對火箭點火、發(fā)射入軌階段和高速返回階段噪聲。NASA在航天飛機時代開始重視解決運行階段的艙內(nèi)噪聲問題，但代號STS?57/SH?1任務(wù)的1/3倍頻程噪聲測量結(jié)果顯示，駕駛艙內(nèi)噪聲為63 dBA，儀器艙內(nèi)噪聲為68 dBA，仍然超標(biāo)［4］。在國際空間站時代，NASA對長期噪聲控制給予了極大的重視，在設(shè)計階段就提出了系統(tǒng)級和單機的噪聲指標(biāo)，將噪聲作為一個系統(tǒng)設(shè)計因素來考慮，開始嘗試建立國際空間站的聲學(xué)仿真模型，使用有限元、邊界元方法建立了低頻段的聲學(xué)仿真模型，使用聲線和統(tǒng)計能量分析的方法建立了高頻段聲學(xué)仿真模型［5］。接著，發(fā)展了設(shè)備的聲學(xué)測量、地面試驗和振動控制理論［4］。在空間站的噪聲評價與控制研究方面獲得了寶貴的理論積累和工程經(jīng)驗。

目前，國內(nèi)關(guān)于長期載人航天器的系統(tǒng)級噪聲仿真未見報道。劉經(jīng)建等［2］提出使用電子消聲器等主動噪聲控制技術(shù)以噪制噪的處理方法。金巖等［6］對熱控分系統(tǒng)噪聲控制進行了分析。魏傳鋒等［7］在地面模擬某正樣載人航天器的飛行狀態(tài)，并對其進行噪聲測試。張帆等［1］采用統(tǒng)計能量分析法對全頻段空間站密封艙噪聲水平進行了初步仿真評估，初步得到空間站系統(tǒng)級不同工況下的噪聲水平分布，為其降噪設(shè)計提供依據(jù)。

綜上所述，我國地月空間站設(shè)計應(yīng)積極吸取國際空間站已驗證的經(jīng)驗和方法，在方案設(shè)計初期就充分重視噪聲環(huán)境。本文研究結(jié)果將為解決地月空間站艙內(nèi)噪聲的復(fù)雜聲振耦合問題、減振降噪的結(jié)構(gòu)設(shè)計與優(yōu)化、單機噪聲指標(biāo)要求的合理制定等提供理論基礎(chǔ)和技術(shù)保證，對促進載人登月工程的順利實施具有重要意義。

2 地月空間站噪聲源分析

為開展地月空間站的降噪工作，需要對艙內(nèi)的噪聲源進行分析，并掌握噪聲源的噪聲輻射及干擾力能量的頻域分布。地月空間站上的主要噪聲源包括三類：風(fēng)機、泵和振動源。

不同性質(zhì)的噪聲源引起的噪聲在艙內(nèi)傳播有不同的路徑。氣動噪聲源的噪聲輻射直接通過艙內(nèi)氣體介質(zhì)傳播到達接收者，而機械噪聲源通過機械振動將振動能量傳遞至安裝基座，并以艙體結(jié)構(gòu)為媒介將振動能量傳遞至遠處引起噪聲輻射，最終通過艙內(nèi)氣體介質(zhì)傳播到達接受者。故而空間站全頻域的動力學(xué)環(huán)境特性很復(fù)雜，在頻率較低時主要呈現(xiàn)確定性的動力學(xué)特征，而在中高頻段則呈現(xiàn)明顯的隨機特性，從而導(dǎo)致其聲振環(huán)境預(yù)示的難度大大增加。準(zhǔn)確的聲振環(huán)境預(yù)示是指導(dǎo)空間站系統(tǒng)減振降噪設(shè)計、提出分系統(tǒng)設(shè)備減振降噪指標(biāo)，以及設(shè)計地面試驗方案與試驗條件制定的重要依據(jù)。因此，載人航天器復(fù)雜聲振系統(tǒng)的響應(yīng)分析技術(shù)是制約地月空間站噪聲控制設(shè)計的一項關(guān)鍵技術(shù)。

此外，針對不同類型的載荷和平臺，美國對國際空間站制定了專門的指標(biāo)要求和NC曲線［8］，其中平臺的噪聲控制要求為NC?50。根據(jù)載荷工作時間的不同，將噪聲源分為穩(wěn)態(tài)噪聲源和間歇噪聲源［9］。我國也制定了相應(yīng)的航天醫(yī)學(xué)噪聲指標(biāo)。

3 地月空間站艙段復(fù)雜聲振耦合精細化聲學(xué)有限元仿真模型

3.1 建模流程及仿真要素

地月空間站噪聲控制是一個貫穿整個方案、初樣、正樣、運行全研制周期，要求總體、分系統(tǒng)、單機共同參與的系統(tǒng)工程。在實施途徑上，總體主要進行噪聲的指標(biāo)分解、系統(tǒng)仿真分析，提出系統(tǒng)控制措施和對各分系統(tǒng)和單機的要求，開展系統(tǒng)試驗驗證和噪聲的在軌檢測。本文基于聲學(xué)有限元方法，采用聲振耦合分析軟件 LMS Virtual Lab Acoustics進行整艙聲振耦合建模與仿真分析。具體的建模流程及仿真要素如下：

1）FEM/BEM法原則上可以求解具有任意表面形狀復(fù)雜彈性結(jié)構(gòu)的振動和聲輻射問題。首先基于三維幾何建模軟件Pro/E和網(wǎng)格劃分軟件HyperMesh建立其聲腔有限元模型；

2）在不考慮結(jié)構(gòu)和聲場耦合效應(yīng)的情況下，基于有限元分析軟件MSC.Pantran/Nastran計算艙段的結(jié)構(gòu)模態(tài)和載荷作用下的速度響應(yīng)；

3）建立噪聲分析模型所需的一些必要的材料聲學(xué)特性參數(shù)或力學(xué)參數(shù)的參數(shù)庫，包括彈性模量、阻尼損耗因子、吸聲系數(shù)、穿孔率等；

4）將結(jié)構(gòu)有限元模型、聲腔有限元模型以及速度邊界條件分別導(dǎo)入聲學(xué)分析軟件LMS Virtu?al lab Acoustics進行網(wǎng)格映射，并設(shè)置聲學(xué)邊界條件，求解艙內(nèi)聲場分布；

5）仿真模型后續(xù)根據(jù)航天器初樣階段的最終構(gòu)型布局及噪聲源分布，材料聲學(xué)特性，單機噪聲源聲功率測試結(jié)果、整艙艙內(nèi)噪聲水平測試結(jié)果，修正噪聲水平仿真分析模型，為未來正樣研制階段、運行階段進行準(zhǔn)確的噪聲水平預(yù)測奠定基礎(chǔ)。

限于網(wǎng)格密度和計算機配置水平，本文非耦合聲腔噪聲仿真分析頻率范圍為中心頻率20～630 Hz的16個1/3倍頻程頻帶。聲振耦合噪聲仿真分析頻率范圍為中心頻率31.5～100 Hz的6個1/3倍頻程頻帶。

3.2 結(jié)構(gòu)模型

由于整艙聲腔與振動耦合效應(yīng)顯著，壓氣機和CMG等擾動源引起的艙內(nèi)噪聲完全經(jīng)艙體結(jié)構(gòu)將振動能量傳至艙內(nèi)，因此對密封艙主結(jié)構(gòu)、艙內(nèi)結(jié)構(gòu)（包括艙內(nèi)次結(jié)構(gòu)、睡眠區(qū)和衛(wèi)生區(qū)）及資源艙結(jié)構(gòu)均建立結(jié)構(gòu)有限元模型，結(jié)構(gòu)板均考慮結(jié)構(gòu)承重的影響。整艙結(jié)構(gòu)有限元分析模型共計743 178個節(jié)點、865 673個單元。

3.3 聲腔模型

本文在Hypermesh軟件中完成艙段聲腔的有限元網(wǎng)格劃分，在LMS Virtual lab Acoustics軟件中建立地月空間站的精細化聲振耦合有限元模型。艙段內(nèi)部的有限元網(wǎng)格是氣體網(wǎng)格，LMS Virtual lab Acoustic在進行流體模型分析時，會考慮聲波的反射、衍射和折射等行為，因此結(jié)果與實際結(jié)果之間的誤差只能是由于材料定義不準(zhǔn)確、幾何建模精度不夠、邊界條件定義不準(zhǔn)確造成的，更重要的是在對聲場劃分網(wǎng)格時，網(wǎng)格劃分過于粗糙也會產(chǎn)生較大的誤差［10］。因此，為保證計算精度，對于線性模型劃分的最大單元的邊長應(yīng)小于計算頻率最短波長的1/6，或者要小于最高頻率點波長的1/6。對于二次單元，最大單元的邊長要小于最小波長的1/3，或者說要小于最高計算頻率處波長的1/3，本文選擇的是線性單元。

假設(shè)聲音在某流體介質(zhì)中的傳播速度為c，某個單元的長度為L，給定單元是線性單元，那么這個單元可以計算的最大頻率為fmax＝c/6L。如果知道該模型的最大計算頻率fmax，那么所有單元的長度L滿足L≤c/6fmax。

整艙聲腔有限元分析輪廓模型如圖1所示。綜合考慮地月空間站的復(fù)雜構(gòu)型和計算效率，本文將網(wǎng)格單位長度設(shè)置為50～60 mm，聲腔共有節(jié)點數(shù)為112.5萬個，體單元數(shù)為410萬。利用軟件統(tǒng)計可知，100%單元的計算上限頻率都能達到460.2 Hz，有80%的單元能夠計算到807 Hz。

圖1 艙內(nèi)聲腔有限元分析模型Fig.1 The finite element analysis model of the a?coustic cavity

3.4 聲振耦合分析

通常，聲場和結(jié)構(gòu)之間的耦合關(guān)系可以忽略，并不影響聲場的計算精度，但在一些情況下必須考慮耦合關(guān)系，否則計算出的結(jié)果不準(zhǔn)確，例如流體介質(zhì)的密度比較大的時候，或者結(jié)構(gòu)的尺寸非常大，結(jié)構(gòu)比較軟的時候，這時流體對結(jié)構(gòu)的反作用比較大，需要考慮流體和結(jié)構(gòu)的耦合關(guān)系［10］。

鑒于地月空間站艙段的結(jié)構(gòu)尺寸非常大且為薄壁殼體結(jié)構(gòu)，必然存在結(jié)構(gòu)和流體之間的相互作用，即聲振耦合的現(xiàn)象。本文在聲振耦合模態(tài)分析方法的基礎(chǔ)上研究地月空間站內(nèi)部的聲學(xué)性能。在具體的有限元模型中，結(jié)構(gòu)的控制方程和聲場控制方程通過運動（位移、速度、加速度）和壓力這些參量進行耦合計算。然而，由于聲振耦合模型包括結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和聲學(xué)網(wǎng)格，且不同網(wǎng)格間的節(jié)點和單元通常不是一一對應(yīng)的，也就是說結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和聲學(xué)網(wǎng)格不匹配，所以需要定義網(wǎng)格之間的映射關(guān)系并進行數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)移計算。

如圖2所示，本文采用映射節(jié)點數(shù)和最大距離兩個參數(shù)來定義和表征兩種網(wǎng)格間的映射關(guān)系，以此建立耦合關(guān)系并進行數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)移。

圖2 聲振耦合數(shù)據(jù)映射轉(zhuǎn)移示意圖Fig.2 Data transferring and mappings of the vibra?tion acoustics coupling model

4 噪聲仿真分析結(jié)果與評估

4.1 仿真工況劃分

由于聲振耦合有限元對計算資源消耗巨大且耗時耗力，為便于分析各類噪聲源/振動源對整艙噪聲的影響并節(jié)省仿真時間，本文將噪聲仿真劃分為兩大類共7個工況（見表1），并說明如下：

1）由于在不考慮聲振耦合的情況下，聲學(xué)有限元計算的臨時存儲文件相對較小，對計算機內(nèi)存消耗亦較小，可以將響應(yīng)上限截止頻率提升至630 Hz左右；為了能在更寬的頻帶上分析和討論，本文先以四種工況來計算非聲振耦合情況下內(nèi)聲源對艙內(nèi)噪聲分布的影響；

2）環(huán)控通風(fēng)系統(tǒng)噪聲分析考慮主通風(fēng)回路和睡眠區(qū)通風(fēng)回路同時工作的情況；

3）再生生保系統(tǒng)噪聲分析主要考慮CO2與微量模塊、水處理模塊和尿處理模塊同時工作情況；

4）在內(nèi)噪聲源全部工作時，探討現(xiàn)有吸聲材料粘貼與否對艙內(nèi)噪聲的影響；

5）在內(nèi)噪聲源全部工作時，分別探討非聲振耦合和聲振耦合兩種情況下的艙內(nèi)噪聲水平分布；

表1 噪聲仿真分析的典型工況Table 1 Typical simulation working condition of the noise analysis

6）由于壓氣機僅在推進劑補加時工作，且為穩(wěn)態(tài)噪聲源，因此艙內(nèi)總體噪聲分析時考慮包含及不包含壓氣機兩種工況。

4.2 聲振耦合對內(nèi)噪聲源的影響

聲振耦合和未考慮聲振耦合兩種情況下，內(nèi)聲源同時工作時的艙內(nèi)工作通道和睡眠區(qū)內(nèi)的噪聲分布云圖見圖3。其中左側(cè)一列為未考慮聲振耦合效應(yīng)，右側(cè)一列為考慮了聲振耦合效應(yīng)。

圖3 內(nèi)部聲源同時工作時，艙內(nèi)工作通道和睡眠區(qū)內(nèi)部噪聲分布云圖Fig.3 Distributions of internal noise in working channel and sleep area as all internal source is at work

相應(yīng)地，睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓級分布見圖4所示。主要結(jié)論如下：

1）聲振耦合下，內(nèi)噪聲源全部工作時，艙內(nèi)總體噪聲水平高于非聲振耦合下的噪聲水平；

2）從場點聲壓級頻率響應(yīng)函數(shù)可知，艙段殼體的輻射噪聲隨著頻率的增大而增大；

3）在不考慮聲振耦合效應(yīng)時，其聲壓級分布幾乎一致。然而在聲振耦合效應(yīng)下，其聲壓級分布差異較大。這與不同睡眠區(qū)艙外結(jié)構(gòu)的質(zhì)量分布和固有頻率有關(guān)，當(dāng)振動源（壓氣機）和內(nèi)噪聲源頻率接近結(jié)構(gòu)固有頻率時，會產(chǎn)生較強的噪聲輻射。

4.3 吸聲材料的影響

為便于對比，本節(jié)將工況3和工況4中艙壁未粘貼和粘貼吸聲材料兩種情況下，內(nèi)噪聲源全部工作時，艙內(nèi)工作通道和睡眠區(qū)內(nèi)各個頻段的噪聲分布云圖集中給出于圖5中。

圖4 各工況下各睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓級頻響曲線Fig.4 Response curves of the sound pressure level at the astronauts head in sleeping areas under all working conditions

圖5 內(nèi)部聲源同時工作時，艙內(nèi)工作通道和睡眠區(qū)內(nèi)部噪聲分布云圖Fig.5 Distributions of internal noise in working channel and sleeping area as all internal sources are at work

由圖5可見，吸聲材料對315 Hz以上高頻率段的吸聲降噪效果非常明顯，對160～315 Hz頻率段有一定的降噪效果，然而對于160 Hz以下頻段則幾乎不起任何作用。表2給出了艙內(nèi)睡眠區(qū)航天員頭部的總聲壓級。在未粘貼吸聲材料和粘貼吸聲材料兩種情況下，內(nèi)噪聲源全部工作時，艙內(nèi)睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓級分布分別如圖6a、圖6b所示。主要結(jié)論如下：

1）睡眠區(qū)總聲壓級遠超指標(biāo)要求，吸聲材料對睡眠區(qū)總的降噪效果較為明顯，在睡眠區(qū)3高達12.4 dBA；

2）吸聲材料對睡眠區(qū)高頻段的降噪效果較為明顯；

3）未粘貼吸聲材料時，睡眠區(qū)最大噪聲出現(xiàn)在40 Hz、160 Hz和315 Hz三個頻率點；20 Hz、25 Hz、125 Hz、400 Hz和500 Hz滿足指標(biāo)要求；粘貼吸聲材料后，睡眠區(qū)1和3在315 Hz亦滿足指標(biāo)要求，所有睡眠區(qū)在630 Hz處也滿足指標(biāo)要求。

表2 仿真頻段內(nèi)，睡眠區(qū)航天員頭部的總聲壓級/dBATable 2 The total sound pressure level at the astronauts head in sleep areas

圖6 睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓頻率響應(yīng)函數(shù)曲線Fig.6 Response curves of the sound pressure level at the astronauts head in different sleeping areas

5 結(jié)論

本文基于聲學(xué)有限元法建立了地月空間站艙段的精細化聲振耦合噪聲仿真分析模型，對環(huán)控、熱控及推進分系統(tǒng)的多種噪聲源單獨工作及同時工作時艙內(nèi)噪聲水平進行分析，結(jié)果表明：艙內(nèi)工作通道及睡眠區(qū)的噪聲水平均有所超標(biāo)。主要結(jié)論有：

1）聲振耦合下，內(nèi)噪聲源全部工作時，艙內(nèi)的總體噪聲水平要遠高于不考慮聲振耦合情況下的噪聲水平，且在低頻范圍內(nèi)，隨著頻率的升高，艙段殼體的輻射噪聲也隨之增大；

2）在不考慮聲振耦合效應(yīng)時，三個睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓級分布幾乎一致。在聲振耦合效應(yīng)下，三個睡眠區(qū)航天員頭部的聲壓級分布差異較大；

3）艙內(nèi)睡眠區(qū)粘貼吸聲材料后，對315 Hz以上高頻率段的吸聲降噪效果非常明顯，對160～315 Hz頻率段有一定的降噪效果，對160 Hz以下頻段則幾乎不起任何作用。

（

）

［1］張帆，楊江，馮咬齊，等.空間站艙內(nèi)噪聲評價與降噪技術(shù)現(xiàn)狀及建議［J］.航天器環(huán)境工程，2014，31（2）：223?227.Zhang Fan，Yang Jiang，F(xiàn)eng Yaoqi1，et al.Current state of art and suggestions about noise evaluation and control for the space station［J］.Spacecraft Environment Engineering，2014，31（2）：223?227.（in Chinese）

［2］劉經(jīng)建.空間站艙內(nèi)環(huán)境噪聲的危害與降噪措施［C］//中國宇航學(xué)會深空探測技術(shù)專委會第六屆學(xué)術(shù)年會暨863計劃“深空探測與空間實驗技術(shù)”學(xué)術(shù)研討會論文集，2009，488?490.Liu Jingjian.Hazards and the reduction measurement of the noise environmental in space station cabin［C］//The sixth academic annual meeting of the deep space detection technolo?gy branch of the Chinese society of astronautics，2009，488－490.（in Chinese）

［3］Hilton D A，Mayes W H，Hubbard.H H.Noise considera?tions for manned reentry vehicles［R］.NASA Technical Note D?450，Washington，1960.

［4］Goodman J R.Noise control in space shuttle orbiter［C］//The 2010 national conference on noise control engineering，Baltimore，Maryland，2010.

［5］O'Keefe E.On?Orbit noise control for space station freedom［C］//AIAA Space Programs and Technologies Conference and Exhibit，Huntsville，1993.

［6］金巖.載人航天器熱控分系統(tǒng)噪聲控制［J］.航天器環(huán)境工程，2012，29（5）：571?573.Jin Yan.The noise control technology in thermal control sub?system of manned spacecraft［J］.Spacecraft Environment Engineering，2012，29（5）：571?573.（in Chinese）

［7］魏傳鋒，張偉，曹劍峰.載人航天器密封艙噪聲控制與試驗［J］.航天器環(huán)境工程，2013，30（1）：91?93.Wei Chuanfeng，Zhang Wei，Cao Jianfeng.Noise control and test in sealed cabin of manned spacecraft［J］.Spacecraft En?vironment Engineering，2013，30（1）：91?93.（in Chinese）

［8］Castellano T.An investigation of acoustic noise requirements for the Space Station centrifuge facility［R］.NASA?TM?108811，A?94050，NAS 1.15：108811，1994.

［9］Geiger W.Pressurized Payloads interface requirements docu?ment：International Space Station Program（SSP 57000）［J］.NAS A SSP 57000，Revision E，2000.

［10］李增剛，詹福良.Virtual.Lab Acoustics聲學(xué)仿真計算高級應(yīng)用實例［M］.國防工業(yè)出版社，北京，2014，60?72.Li Zenggang.Senior Acoustic Simulation Application Exam?ples of Virtual Lab Acoustics［M］.Beijing：National Defence Industry Press，2014：60－72.（in Chinese）

Modeling and Simulation of Vibration?acoustics Coupling in Earth?Moon Space Station

ZHONG Zuoyang1，2，ZHANG Hailian1，ZHOU Jianping2
（1.Manned Space System Research Center，Beijing 100094，China；2.China Manned Space Agency，Beijing 100034，China）

During the long duration manned space missions of the Earth?Moon space station，the ex?cessive noise environment will harm the health of astronauts，and affect the work efficiency.Due to the fact that the equipment power of Earth?Moon space station is big，the quantity of noise source is many，and the noise index is harsh，the noise control and design face many challenges.To meet the noise index，the acoustic finite element method was adopted to establish the complicated vibration?a?coustics coupling simulation model.By multi?condition simulation，the characteristic distribution of the low frequency noise level was obtained.The result showed that the noise level under the condi?tion of vibration?acoustics coupling was obviously higher than that of the non?coupling condition.Meanwhile，the vibration?acoustics coupling led to the significant differences of the noise distribution among the three astronaut sleeping areas.In addition，the effect of sound absorption and noise re?duction was quite obvious in the high frequency band by pasting with the sound absorbing material on the sleeping area，but there was little effect on the low frequency band.

Earth?Moon space station；vibration?acoustics coupling；noise simulation and evalua?tion；acoustics finite element

TB53

A

1674?5825（2016）06?0700?06

2016?05?31；

2016?10?30

國家自然科學(xué)基金（11402303）；中國博士后基金（2016M592931）

仲作陽（1984－），男，博士，工程師，研究方向為空間站噪聲評價與控制。E?mail：zhongzuoyang123＠163.com