馮國松，楊 江，王 棟，魏 博，王 睿

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

噪聲作為空間站艙內(nèi)環(huán)境的重要因素之一，會影響航天員的正常生活和認知能力，如干擾語言交流、分散注意力、影響睡眠等，嚴重時還能造成航天員聽力損傷以及其他生理損害[1]。為保障航天員健康狀態(tài)和生命安全，需要嚴格控制發(fā)射、在軌、再入等各階段的艙內(nèi)噪聲環(huán)境。

空間站是航天員在軌活動的主要場所，艙內(nèi)噪聲擾源主要為：

1）自由飛行階段風扇、風機、控制力矩陀螺（CMG）等設(shè)備工作產(chǎn)生的噪聲[2]。這些噪聲擾源根據(jù)空間站的飛行狀態(tài)可能為單個擾源或多個擾源組合，其特點為持續(xù)時間長、狀態(tài)穩(wěn)定，屬于連續(xù)穩(wěn)態(tài)噪聲。

2）出艙活動過程中，為平衡氣閘艙內(nèi)外壓力，需要進行泄/復壓操作，氣體快速釋放和充壓過程中會產(chǎn)生較大噪聲。該過程持續(xù)時間較短，所產(chǎn)生的噪聲屬于非穩(wěn)態(tài)噪聲。

航天醫(yī)學部門根據(jù)人體承受噪聲的能力，要求艙內(nèi)連續(xù)噪聲水平不高于60 dBA，睡眠區(qū)連續(xù)噪聲水平不高于50 dBA；泄/復壓過程中，環(huán)境噪聲最大不能超過105 dBA[3]。

為滿足內(nèi)部噪聲評估與后期降噪需求，波音公司、NASA分別建立了室內(nèi)噪聲試驗室[4]，實現(xiàn)結(jié)構(gòu)傳遞損失測試、聲場模擬等功能。試驗室由混響室和消聲室構(gòu)成，耗資較大，無法短時間內(nèi)實現(xiàn)。盧春玲、劉皙皙等[5-6]采用數(shù)值模型方法評估風機等噪聲對環(huán)境的污染，經(jīng)過實測數(shù)據(jù)對模型中的參數(shù)進行修正；王永亮[7]通過大量魚雷實航試驗數(shù)據(jù)，采用窄帶信號、線性調(diào)頻信號、調(diào)幅信號和寬帶信號綜合模擬魚雷真實噪聲特性譜；Mathur等人[8]采用單頻激勵方法，利用激振器與揚聲器在DC-9型飛機艙段外部實現(xiàn)振動與噪聲的模擬。以上方法均需要大量的試驗測試數(shù)據(jù)作為支撐。姜良奎等人[9]以聲壓級為目標參數(shù)，采用開環(huán)回放的方式，實現(xiàn)了高速車輛客室噪聲模擬。該方法由于聲壓分布對空間布局、材料屬性較為敏感，所以適合布局與設(shè)備已經(jīng)固化的成熟產(chǎn)品的環(huán)境體驗驗證。

我國空間站在方案設(shè)計及初樣階段，充分考慮到噪聲控制的重要性，采用虛擬仿真方法模擬了空間站高低頻噪聲，對CMG等噪聲較大單機設(shè)計了降噪隔艙。但該階段風機、CMG等單機還未交付，無法采用真實單機擾源展開系統(tǒng)級噪聲驗證。

本文采用聲功率等效的方法，對單機擾源的噪聲進行模擬；在模擬艙內(nèi)，利用多輸入多輸出（MIMO）控制方法，實現(xiàn)艙內(nèi)多擾源狀態(tài)下艙內(nèi)聲場的重構(gòu)，為總體部門向各單機研制單位提出噪聲控制指標提供依據(jù)。在初樣階段，還在真空罐內(nèi)模擬了空間站出艙活動泄/復壓全過程操作，并測試該過程中噪聲壓力的變化情況，以驗證艙內(nèi)噪聲是否滿足設(shè)計要求。

1 基于聲功率等效的單機噪聲模擬技術(shù)

1.1 單機噪聲聲功率等效模擬原理

聲壓級與距離、空間等因素直接相關(guān)。考慮到不同噪聲擾源在空間站的安裝位置、安裝空間差異性，將噪聲擾源聲功率作為等效指標，實現(xiàn)單機噪聲源的模擬復現(xiàn)。

半消聲室內(nèi)采用聲壓法實現(xiàn)聲功率測試，半球面包絡(luò)被測聲源，聲功率計算公式為[10-11]

擾源單機的聲功率可參考以往相似單機型號或由總體部門給出，聲功率等效模擬流程見圖1。

圖1 聲功率模擬流程Fig.1 Sound power simulation process

1.2 單機聲功率模擬

CMG是空間站的主要噪聲源之一，其單機噪聲測試結(jié)果接近80 dBA，因此設(shè)計了CMG隔艙，以滿足空間站艙內(nèi)連續(xù)噪聲不高于60 dBA的要求。為驗證CMG隔艙設(shè)計的合理性，在空間站綜合驗證艙內(nèi)，采用聲模擬源完成隔艙內(nèi)CMG噪聲模擬。

聲模擬源尺寸為325 mm×330 mm×305 mm，其在50～8000 Hz頻帶范圍內(nèi)的1/3倍頻程帶寬聲壓級均高于80 dB。圖2給出了聲模擬源的安裝位置及隔艙外空間站走廊聲壓評價點安裝情況。圖3給出了CMG單機真實聲譜與模擬譜的對比：由于聲源模擬現(xiàn)場背景噪聲較大，個別低聲壓頻段誤差較大，但總聲壓級模擬十分準確，誤差在0.1 dB以內(nèi)。

圖2 聲模擬源與目標測試點安裝Fig.2 The installation of simulated sound source and target test points

圖3 CMG聲譜與模擬聲譜的對比Fig.3 Comparison between the actual and simulated sound spectrum of CMG

2 基于MIMO閉環(huán)控制的多聲源模擬技術(shù)

航天醫(yī)學部門給出的艙內(nèi)連續(xù)噪聲指標是空間站艙內(nèi)噪聲控制的重要依據(jù)。在研制初期，總體部門需向單機研制部門提出合理的噪聲控制指標，以實現(xiàn)最終的艙內(nèi)噪聲控制。將艙內(nèi)噪聲作為目標點，通過MIMO閉環(huán)控制方法，可以實現(xiàn)多聲源模擬，為單機噪聲指標制定提供參考。

2.1 基本原理

基于線性時不變（LTI）系統(tǒng)理論，從MIMO振動系統(tǒng)的激勵與響應在頻域中的關(guān)系出發(fā)，將目標譜表示為自譜、相位和相干函數(shù)等元素的組合形式，給出激勵譜與響應譜的函數(shù)關(guān)系，根據(jù)響應譜不斷修正驅(qū)動譜，實現(xiàn)實時閉環(huán)控制[12]。MIMO窄帶隨機控制算法實現(xiàn)流程如下（見圖4）：

1）獲得系統(tǒng)初始頻響矩陣逆矩陣Z，并給定目標點處噪聲水平的參考譜矩陣，通過系統(tǒng)頻響逆矩陣與參考譜獲得初始頻域驅(qū)動信號；

3）發(fā)出驅(qū)動信號作用在真實結(jié)構(gòu)上，測量結(jié)構(gòu)時域響應y(t)，給出響應譜矩陣Syy；

4）通過實際響應譜與參考譜的差值Eyy，計算驅(qū)動信號頻域修正量Euu（對計算過程中用到的結(jié)構(gòu)頻響矩陣重新進行系統(tǒng)辨識）；

圖4 MIMO控制算法流程Fig.4 Flow chart of MIMO control algorithm

2.2 空間站模擬艙多聲源模擬實現(xiàn)

在總裝大廳搭建了空間站模擬艙（見圖5）來模擬空間站艙內(nèi)的噪聲環(huán)境。模擬艙內(nèi)部隔離成中心通道及其他功能區(qū)域；在艙壁和通道面板上粘貼三聚氰胺泡沫，用于吸聲降噪。艙壁材料為鋁合金，三聚氰胺泡沫屬性見表1[13]。在艙內(nèi)中心通道布置4個噪聲測點（見表2），作為MIMO控制的目標點。安裝2個噪聲模擬源（見圖6），分別模擬單機擾源直接發(fā)聲與單機擾源振動引起的艙壁發(fā)聲。

圖5 空間站模擬艙Fig.5 The layout of simulated space station module

表1 三聚氰胺泡沫屬性Table 1 The properties of melamine foam

表2 多聲源模擬中測點位置和編號Table 2 The position of acoustic sensors in multiple noise source simulation test

圖6 噪聲模擬源安裝Fig.6 The installation of simulated acoustic source

考慮到大廳的本底噪聲已經(jīng)接近60 dB，為保證信噪比，目標譜量級定為80 dB左右。4個目標點聲壓譜參見圖7?？梢钥闯觯嚎偮晧杭夒S著測點與聲源的距離增加而逐漸降低；W2、W3測點聲譜總體趨勢一致，160 Hz與1250 Hz存在2個明顯峰值，800 Hz附近存在谷底，代表了大柱段聲場特性；W1測點在大柱段與小柱段之間，160 Hz處峰值分化為2個，到小柱段內(nèi)測點W4則更為明顯。

模擬艙內(nèi)聲場控制情況見圖8，其中：UpAbort、LowAbort分別為±6 dB停機上下限；UpAlarm、LowAlarm分別為±3 dB報警上下限；Reference為目標參考譜；W1～W4為目標點的實際控制效果。可以看出，1/3倍頻程各頻點處聲壓誤差均小于±3 dB，總聲壓級誤差在±2 dB范圍內(nèi)。

圖8 模擬艙聲場控制曲線Fig.8 Acoustic field control curve for the simulated space station module

3 出艙活動泄/復壓過程噪聲測試

利用真空罐模擬在軌真空環(huán)境與熱環(huán)境，通過配置排氣泄壓組件和復壓供氣組件，采用程序控制實現(xiàn)密封艙自動泄/復壓模擬?？臻g站艙內(nèi)共布置6個噪聲測點，如表3所示。

表3 泄/復壓噪聲模擬試驗中測點位置和編號Table 3 The position of acoustic sensors in depressurization and repressurization noise simulation test

3.1 泄壓過程模擬及噪聲測試

先利用真空罐實現(xiàn)艙外真空環(huán)境，再通過排氣泄壓組件完成艙內(nèi)的壓力控制[14]（見圖9）。為保證艙內(nèi)壓力平緩過渡，泄壓過程分為4個階段進行：階段1和階段2將艙內(nèi)壓力由1個大氣壓降至幾十kPa，持續(xù)時間30 min；階段3將艙壓降至幾kPa，持續(xù)時間15 min；階段4將艙壓降至幾百Pa，持續(xù)時間75 min，隨后可進行出艙活動。

圖9 排氣泄壓組件組成示意Fig.9 Schematic diagram of exhausting depressurization system

泄壓過程中，小柱段與節(jié)點艙的艙門處于關(guān)閉狀態(tài)。圖10給出了泄壓過程空間站各區(qū)域總聲壓級隨時間的變化情況。

圖10 泄壓工況總聲壓級變化曲線Fig.10 Total sound pressure level under depressurization condition

從圖10可以看出：1）對于小柱段，在階段1～3，其噪聲相對平穩(wěn)，均在80～100 dBA以內(nèi)；在階段4，其壓力變化在幾kPa以內(nèi)，噪聲明顯變小，在60 dBA以下；2）對于節(jié)點艙，噪聲呈現(xiàn)逐漸降低的趨勢，在階段1～3，其聲壓級從90 dBA逐漸降至60 dBA；在階段4其聲壓級從80 dBA降至30 dBA。

表4給出了各階段的最大總聲壓級統(tǒng)計，最大值發(fā)生在階段3的小柱段A區(qū)IV象限儀器板，達99.75 dBA。

表4 泄壓工況噪聲測點總聲壓級最大值統(tǒng)計Table 4 Statistics of maximum value of total sound pressure level under depressurization condition

3.2 復壓過程模擬及噪聲測試

采用復壓供氣組件，使用高壓空氣瓶向模擬艙內(nèi)補充新鮮干燥空氣進行大氣環(huán)境重構(gòu)。復壓過程分為2個階段：階段1艙壓恢復至幾十kPa；階段2艙壓恢復至1個大氣壓。

圖11為復壓過程空間站各區(qū)域總聲壓級隨時間的變化情況。從圖可見：復壓過程中，小柱段的噪聲聲壓在階段1為60～70 dBA，在階段2逐漸降低至30 dBA；節(jié)點艙的噪聲不斷降低，從92.29 dBA逐漸降至50 dBA以下。

圖11 復壓工況噪聲測點總聲壓級隨測試時間變化曲線Fig.11 Total sound pressure level under repressurization condition

表5為復壓過程各階段的最大總聲壓級統(tǒng)計，可見，總聲壓級最大值發(fā)生在階段1的小柱段艙門端框附近，達92.29 dBA。

表5 復壓工況噪聲測點總聲壓級最大值統(tǒng)計Table 5 Statistics of maximum value of total sound pressure level under repressurization condition

4 結(jié)論

本文根據(jù)空間站在軌艙內(nèi)噪聲特性，針對典型單機噪聲源CMG，提出了聲功率等效的噪聲模擬方法，總聲壓級模擬誤差在0.1 dB以內(nèi)；采用MIMO控制方法對艙內(nèi)多噪聲源環(huán)境進行模擬，1/3倍頻程各頻點處聲壓模擬誤差小于±3 dB，總聲壓級模擬誤差可控制在±2 dB以內(nèi)，實現(xiàn)了空間站在軌艙內(nèi)噪聲環(huán)境的地面模擬。真空罐內(nèi)泄/復壓模擬過程噪聲測試結(jié)果表明，空間站艙內(nèi)總聲壓級均在100 dBA以下，滿足設(shè)計指標要求。