楊 斕，康昌璽，李 亮，楊 祺

（1.空軍研究院系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.蘭州空間技術(shù)物理研究所 真空技術(shù)與物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，蘭州 730000）

0 引言

高超聲速指物體的飛行速度超過5倍聲速。超高聲速飛行器主要包括三類：超高聲速飛機(jī)、超高聲速巡航導(dǎo)彈及航天飛機(jī)。超高聲速飛行器被視為下一代飛行技術(shù)，其特點(diǎn)是飛行馬赫數(shù)高、低空巡航、航程長(zhǎng)、溫度高、飛行過程中將受到嚴(yán)酷的熱、聲、振動(dòng)等復(fù)合環(huán)境的影響。由于在稠密大氣層內(nèi)高速飛行，駐點(diǎn)溫度可達(dá)千度以上。長(zhǎng)時(shí)間的飛行會(huì)造成結(jié)構(gòu)和附面層氣流溫度很高，一方面影響結(jié)構(gòu)強(qiáng)度；另一方面增強(qiáng)氣動(dòng)噪聲作用效應(yīng)。

嚴(yán)酷的噪聲環(huán)境能導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)疲勞破壞，這種破壞通常先出現(xiàn)累積損傷，然后出現(xiàn)裂紋，繼而裂紋擴(kuò)大直至最后斷裂。另外由于噪聲在固體中傳播衰減很少，因此還能夠?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(diǎn)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[1]。

1 噪聲源

噪聲源通常指兩個(gè)方面，在GJB150.17A[2]中所定義，噪聲環(huán)境是指大幅度的空氣壓力脈動(dòng)，稱為氣動(dòng)噪聲。通常壓力脈動(dòng)在5～87 kPa的范圍內(nèi)和0.01～10 kHz的寬頻帶內(nèi)，具有隨機(jī)性，但也可能存在很高幅值的離散頻率壓力脈動(dòng)。

氣動(dòng)噪聲來源于兩個(gè)方面：邊界層氣體流動(dòng)及空腔流動(dòng)。

邊界層氣動(dòng)噪聲的大小與自由來流的動(dòng)壓成正比，同時(shí)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(jí)在130～170 dB范圍內(nèi)。而當(dāng)高速氣流經(jīng)過開式空腔時(shí)，會(huì)發(fā)生自持振蕩現(xiàn)象，產(chǎn)生劇烈的密度、壓力脈動(dòng)，誘發(fā)強(qiáng)烈的氣動(dòng)噪聲，聲壓級(jí)通常高達(dá)170 dB。

噪聲環(huán)境的另一個(gè)噪聲源是來于設(shè)備本身的噪聲，如沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為強(qiáng)噪聲源，所產(chǎn)生的聲場(chǎng)強(qiáng)度可達(dá)到180 dB以上，甚至更高。燃燒產(chǎn)生的噪聲以平面波的方式在進(jìn)氣道內(nèi)向前傳播，對(duì)產(chǎn)品亦會(huì)造成嚴(yán)重影響[3]，如圖1所示。

圖1 環(huán)境噪聲的來源圖Fig.1 The source of environment noise

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(dòng)響應(yīng)，是影響飛行器壽命[4]的主要環(huán)境因素之一。

2 噪聲環(huán)境對(duì)設(shè)備的影響

GJB150.17A[2]給出了當(dāng)設(shè)備暴露于噪聲環(huán)境時(shí)可能出現(xiàn)的問題：（1）導(dǎo)線磨損；（2）部件的聲疲勞和振動(dòng)疲勞；（3）部件連接導(dǎo)線斷裂；（4）印刷線路板開裂；（5）波導(dǎo)部件失效；（6）電觸點(diǎn)斷續(xù)工作；（7）小型儀表板和結(jié)構(gòu)零件的破裂；（8）光學(xué)失調(diào)；（9）小顆粒脫落，可引起回路和機(jī)構(gòu)卡死；（10）引起以空氣為介質(zhì)的電容器電容的變化，導(dǎo)致設(shè)備性能超差或失效；（11）使某些化學(xué)電池的電壓發(fā)生變化，即影響化學(xué)過程。因?yàn)闄C(jī)械傳遞過程往往有衰減，特別是對(duì)帶有減振裝置的設(shè)備衰減量更大。噪聲可以通過空氣介質(zhì)直接作用于聲敏感結(jié)構(gòu)，從而產(chǎn)生很大的響應(yīng)。

國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)于噪聲環(huán)境對(duì)設(shè)備帶來的影響進(jìn)行了研究，童軍等[5]研究了某機(jī)箱在160 dB量級(jí)噪聲試驗(yàn)時(shí)出現(xiàn)引腳斷裂問題，應(yīng)用噪聲激勵(lì)下激光測(cè)振技術(shù)、聲傳遞試驗(yàn)方法、有限元分析動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析技術(shù)，給出了元器件管腳動(dòng)態(tài)應(yīng)力分布，并根據(jù)材料的應(yīng)力-壽命（S-N）曲線對(duì)結(jié)構(gòu)的壽命進(jìn)行評(píng)估分析。尹立中等[6]利用再入飛行器氣動(dòng)噪聲的試驗(yàn)結(jié)果和MSC/NASTRAN軟件首次完成了再入飛行器復(fù)雜結(jié)構(gòu)氣動(dòng)噪聲的響應(yīng)分析與試驗(yàn)驗(yàn)證。

吳振強(qiáng)等[7]對(duì)國(guó)外研究機(jī)構(gòu)熱噪聲試驗(yàn)方法的發(fā)展歷程、熱噪聲試驗(yàn)設(shè)備等進(jìn)行了較為全面的闡述，概括了不同時(shí)期、不同應(yīng)用背景下，熱/噪聲復(fù)合載荷環(huán)境的影響下，各類材料對(duì)熱噪聲環(huán)境的結(jié)構(gòu)響應(yīng)及失效特征。

馮強(qiáng)等[8]利用中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的FL-1風(fēng)洞，試驗(yàn)研究了武器艙內(nèi)氣動(dòng)特性，包括氣流強(qiáng)烈脈動(dòng)產(chǎn)生的高強(qiáng)度氣動(dòng)噪聲，研究了武器艙艙彈干擾特性，分了艙內(nèi)腹撐對(duì)艙內(nèi)流動(dòng)影響以及彈體法向不同發(fā)射位置H/D對(duì)艙內(nèi)流動(dòng)的影響。

3 噪聲試驗(yàn)的應(yīng)用

GJB150.17A[2]中規(guī)定：必須在嚴(yán)酷的環(huán)境中工作/生存的設(shè)備、綜合使用噪聲激勵(lì)與機(jī)械振動(dòng)激勵(lì)或者優(yōu)先選取噪聲激勵(lì)模擬氣動(dòng)紊流的設(shè)備需進(jìn)行噪聲試驗(yàn)。

不需要進(jìn)行噪聲試驗(yàn)的產(chǎn)品需要滿足的條件[9]：（1）規(guī)定起作用的聲壓級(jí)等于或者低于130 dB，或者承受的每赫茲帶寬聲壓級(jí)小于100 dB；（2）產(chǎn)品不含內(nèi)腔（例如用混合料澆筑的變壓器、節(jié)流閥、組件或微型組件；固定電阻器，固定電容的電容器等）；（3）產(chǎn)品的工作能力破壞與共振作用無關(guān)，產(chǎn)品結(jié)構(gòu)最低共振頻率超過噪聲作用試驗(yàn)頻率范圍的最高頻率；（4）根據(jù)產(chǎn)品結(jié)構(gòu)和工作原理，其參數(shù)不受技術(shù)條件中規(guī)定的噪聲作用影響；（5）如果在產(chǎn)品標(biāo)準(zhǔn)和技術(shù)條件中規(guī)定了振動(dòng)作用試驗(yàn)，則不進(jìn)行低于100 Hz頻率范圍內(nèi)的噪聲作用試驗(yàn)。此時(shí)，產(chǎn)品結(jié)構(gòu)能保證其耐低于上述頻率的噪聲作用的穩(wěn)定性。上述產(chǎn)品的結(jié)構(gòu)均能保證耐噪聲作用的穩(wěn)定性。

張衛(wèi)紅等[3]列舉了高超聲速巡航飛行器特有的聲載荷環(huán)境下需進(jìn)行的幾項(xiàng)典型噪聲試驗(yàn)及應(yīng)用實(shí)例，概述了相關(guān)試驗(yàn)技術(shù)在高超聲速巡航飛行器研制中的應(yīng)用前景。

郭強(qiáng)嶺等[10]在討論噪聲環(huán)境試驗(yàn)方法的基礎(chǔ)上，給出了內(nèi)埋武器可行的噪聲環(huán)境試驗(yàn)方法，嘗試確定了內(nèi)埋武器空腔共鳴試驗(yàn)條件的計(jì)算方法和試驗(yàn)程序。

李春杰等[11]采用GJB150對(duì)振動(dòng)傳感器進(jìn)行了噪聲試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明振動(dòng)傳感器在噪聲場(chǎng)中性能正常，可以感受到機(jī)械振動(dòng)并有信號(hào)輸出，且振動(dòng)傳感器的安裝方式可以將強(qiáng)噪聲引起的機(jī)械振動(dòng)弱化甚至完全消除，使得其可以在大型飛行器的振動(dòng)監(jiān)測(cè)工作時(shí)間中完成監(jiān)測(cè)工作。

4 噪聲試驗(yàn)方法

4.1 實(shí)驗(yàn)室方法

以混響室試驗(yàn)為例，首先根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)參考譜產(chǎn)生初始的激勵(lì)信號(hào)，經(jīng)過功放送到揚(yáng)聲器；噪聲計(jì)接收聲壓、測(cè)試聲壓，然后將聲場(chǎng)內(nèi)傳聲器的響應(yīng)反饋到控制系統(tǒng)，計(jì)算響應(yīng)信號(hào)的功率譜密度，并與標(biāo)準(zhǔn)的功率譜比較，如有不同則自動(dòng)修正；此過程反復(fù)進(jìn)行，直到滿足試驗(yàn)條件，完成試驗(yàn)均衡過程，如圖2所示。

（1）噪聲試驗(yàn)的類型

GJB150.17A[2]中規(guī)定，按照脈動(dòng)壓力產(chǎn)生和傳遞到裝備的原理，實(shí)驗(yàn)室內(nèi)噪聲試驗(yàn)的類型分為三類，如表1所列。

（2）試驗(yàn)設(shè)備

GJB150.17A介紹了兩種聲場(chǎng)的試驗(yàn)設(shè)備：混響室和行波管，如表2所列。

圖2 噪聲試驗(yàn)系統(tǒng)的基本原理圖Fig.2 Basic schematic diagram of a noise test system

表1 噪聲試驗(yàn)類型Table 1 Type of noise test

表2 噪聲試驗(yàn)的試驗(yàn)設(shè)備Table 2 Experimental equipment for noise test

4.2 仿真模擬方法

除了實(shí)驗(yàn)方法，也可采用從數(shù)值模擬的方法對(duì)噪聲的影響進(jìn)行了相應(yīng)的分析。

王婉秋等[12]從建立試驗(yàn)件及混響室的SEA（統(tǒng)計(jì)能量法）模型及建立閉環(huán)虛擬噪聲試驗(yàn)控制系統(tǒng)兩方面出發(fā)建立了某衛(wèi)星與混響室的SEA模型，在matlab平臺(tái)下，建立了該模型的閉環(huán)控制系統(tǒng)，提出了一種虛擬噪聲試驗(yàn)系統(tǒng)的方案設(shè)計(jì)及各分系統(tǒng)的虛擬仿真方法。

寧瑋等[13]在實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，基于統(tǒng)計(jì)能量分析方法，對(duì)飛行器的混響室噪聲試驗(yàn)進(jìn)行建模和數(shù)值仿真，利用商業(yè)軟件AutoSEA2建立了飛行器的統(tǒng)計(jì)能量分析模型。結(jié)果表明，對(duì)于高頻隨機(jī)激勵(lì)下的飛行器環(huán)境預(yù)示，統(tǒng)計(jì)能量分析方法是可行且有效的。

5 結(jié)論

從噪聲源、噪聲對(duì)設(shè)備的影響、噪聲試驗(yàn)的應(yīng)用以及噪聲試驗(yàn)的方法四個(gè)方面對(duì)噪聲的影響進(jìn)行了介紹。噪聲對(duì)于高速飛行器可靠性的影響是一個(gè)不可忽視的因素，通過模擬飛行器相關(guān)產(chǎn)品特性聲載荷環(huán)境對(duì)產(chǎn)品的噪聲適應(yīng)性進(jìn)行考核，發(fā)現(xiàn)故障模式、排出隱患，提高產(chǎn)品的可靠性，對(duì)于高速飛行器相關(guān)產(chǎn)品的成功研制具有重要的意義。

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