劉大志，朱子宏，張俊剛，晏廷飛，向樹紅

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高聲強(qiáng)聲場模擬裝置設(shè)計與聲試驗1/3倍頻程控制技術(shù)研究

劉大志，朱子宏，張俊剛，晏廷飛，向樹紅

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

為了提高混響室聲場模擬能力，北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所自研一套高聲強(qiáng)聲場模擬試驗設(shè)備。文章介紹了該設(shè)備的行波管發(fā)聲系統(tǒng)設(shè)計和消聲降噪處理過程——行波終端設(shè)計以及聲試驗控制儀器的原理。經(jīng)過調(diào)試試驗驗證，測量結(jié)果滿足聲壓級165 dB行波聲場的要求，行波管試驗段性能良好，達(dá)到167.9 dB，消聲道出口噪聲能夠滿足環(huán)境模擬需求。

高聲強(qiáng)聲場；行波管；1/3倍頻程；消聲降噪

0 引言

目前混響場試驗方法是大型航天器地面聲振環(huán)境模擬試驗的主要方法。對照國外的混響室設(shè)備指標(biāo)和噪聲試驗，我國的混響室容積水平與之相差不大，但是在總聲壓級和控制精度上距離國外先進(jìn)水平還有一定差距，如美國早在“阿波羅”探月工程中的噪聲試驗量級就已達(dá)到了165dB[1]。而我國混響室聲場模擬能力的最大總聲壓級經(jīng)不斷改進(jìn)提升，目前可以達(dá)到157dB。

我國航天器的多元化發(fā)展（如載人航天器、深空探測衛(wèi)星及高軌道衛(wèi)星等）對地面聲試驗?zāi)M能力要求越來越高。另外，載人航天器的返回艙、返回式衛(wèi)星在再入過程中以及航天器在發(fā)射過程中因故障而逃逸時都有暴露于大氣中的高速運動，在

這些情況下，勢必經(jīng)歷高聲強(qiáng)的聲學(xué)環(huán)境[1]。

因此，為提升我國航天器聲試驗?zāi)芰?，滿足未來航天任務(wù)的需要，有必要研制一套總聲壓級能達(dá)到165dB甚至更高的具有高聲強(qiáng)模擬能力的噪聲試驗設(shè)備。本文對高聲強(qiáng)聲場模擬系統(tǒng)進(jìn)行研究，結(jié)合北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所的現(xiàn)有設(shè)備和未來的航天器環(huán)境試驗需求，設(shè)計了一套具高聲強(qiáng)模擬能力的噪聲試驗設(shè)備。

1 行波管硬件設(shè)計

1.1 喇叭設(shè)計

在換能器和行波試驗段間，通常用指數(shù)喇叭進(jìn)行匹配，以達(dá)到理想的電、氣聲效率。喇叭截面積為[2]

=0e， (1)

式中：0為喇叭喉部截面面積，mm2；為喉部至擴(kuò)充段的軸向距離，mm；為蜿展常數(shù)，

=4π0/， (2)

其中0為喇叭的下限截止頻率（Hz），為空氣中的聲波速度（m/s）。

1.2 行波試驗段設(shè)計

行波試驗段聲場應(yīng)符合平面波條件，在設(shè)計中應(yīng)充分考慮行波管試驗段的模態(tài)頻率及截止頻率。以矩形截面行波管為例，其模態(tài)頻率為[3]

式中：為行波管試驗段模態(tài)頻率，Hz；l、l為行波試驗段橫向尺寸，m；n、n為整數(shù)，= 0,1,2,…,；c為介質(zhì)聲速，m/s。

設(shè)l＞l，則行波管的截止頻率=/(2l)。當(dāng)行波試驗段的頻率小于該頻率時，管中聲波為平面波；否則，會出現(xiàn)橫向駐波。

為滿足行波管中聲壓級沿縱向可變，其橫截面積應(yīng)作相應(yīng)改變。遵循的規(guī)律是：聲壓平方與截面乘積保持常數(shù)。但管截面不宜突變，以防止聲波反射[3]。

考慮到聲在傳播過程中的能量損失，在揚聲器喇叭和行波管試驗段之間的連接應(yīng)采取隔振和密封措施，各個部分與地面固定時也需要采取隔振或減振措施。

1#喇叭第一、第二段和2#喇叭、行波試驗段均由1Cr18Ni9Ti不銹鋼板焊接而成，外壁用井字筋加強(qiáng)。1#喇叭第三段為ZL104鑄造成型。各部分接口處有密封處理。設(shè)備安裝完成后內(nèi)部進(jìn)行了環(huán)氧處理。

1.3 行波終端設(shè)計

通常要求行波終端至少能吸收掉使用頻區(qū)聲能。行波終端由安裝在喇叭出口的正前方壁面上的消聲尖劈和安裝在混響室內(nèi)其余各面的厚阻性吸聲層構(gòu)成。消聲尖劈表面安裝吸聲系數(shù)=0.99（聲壓反射系數(shù)0.01）的擋風(fēng)網(wǎng)布，網(wǎng)布材料選用

24 kg/m3吸聲棉和玻璃纖維布。阻性吸聲層主要成分為100mm厚的聚氨酯泡沫。消聲部分安裝圖見圖1。

圖1 消聲部分安裝圖

2 1/3倍頻程控制技術(shù)研究

控制算法是1/3倍頻程控制技術(shù)的核心，主要包括聲壓級計算以及控制系統(tǒng)均衡算法等方面的內(nèi)容。

2.1 聲壓級計算

聲壓級以符號SPL表示，1/3倍頻程聲壓級計算公式為[4-5]

式中：=0,1,2,…,；PSD()為采樣系列的功率譜密度估計；sp()為每級中心頻率的譜線數(shù)，=0,1,2,…,；0為參考值，2×10-5Pa。

總聲壓級計算為[4-5]

式中取26。

2.2 試驗方法與平均算法的研究

高的聲壓級是在狹窄的空間即行波管中產(chǎn)生，行波管中的聲場與混響室中的聲場有較大區(qū)別：聲波在混響室中多以衍射波形式存在，而行波管中的聲場為行波，即反射較少的波。因此試驗時為了避免欠試驗和過試驗，傳感器應(yīng)朝同一方向安放。行波管試驗針對的對象主要是小的元器件或者大塊的材料側(cè)壁結(jié)構(gòu)，對于整星（船）試驗方法還有待進(jìn)一步探索。

試驗方法借鑒了混響室中的控制方法，采用多點平均控制[5]。假設(shè)系統(tǒng)傳遞函數(shù)為()，如圖2所示。

圖2 系統(tǒng)的傳遞關(guān)系

則輸入功率譜G()與輸出功率譜G()的關(guān)系可表示為

要使系統(tǒng)響應(yīng)滿足試驗要求，即

則需驅(qū)動功率譜滿足

閉環(huán)反饋控制系統(tǒng)可采用修正驅(qū)動信號來減小偏差的修正方法，直接修正驅(qū)動的頻域幅值進(jìn)行比較修正。此方法是比較響應(yīng)頻譜()和參考頻譜()的差異，得到每個譜線的修正系數(shù)λ，修正下一時段的驅(qū)動譜(+1)，進(jìn)行循環(huán)迭代，如式(9)。

以上方法對于控制收斂速度較慢。為了加快控制的收斂速度，需要調(diào)整修正系數(shù)中的指數(shù)以及功率譜估計中的參數(shù)。

2.3 1/3倍頻程控制算法的實現(xiàn)

控制軟件基于Visual C++6.0，由北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所自主開發(fā)?？刂葡到y(tǒng)實現(xiàn)了數(shù)據(jù)計算、頻譜分析及圖形顯示功能。該系統(tǒng)將動態(tài)特性指標(biāo)轉(zhuǎn)化成時域、頻域指標(biāo)。在數(shù)據(jù)采集的過程中選擇了相位隨機(jī)化生成隨機(jī)信號，構(gòu)造了1/3倍頻程線性模型，嘗試用簡單的比例-積分-微分（PID）進(jìn)行超前、滯后設(shè)計，并且評估、修正受控對象。控制系統(tǒng)程序流程及控制系統(tǒng)布置如圖3[5]、圖4所示。

圖3 控制系統(tǒng)流程圖

圖4 控制系統(tǒng)布置圖

3 試驗驗證

應(yīng)用30kW的低頻聲發(fā)生器[6-7]對該裝置進(jìn)行開環(huán)滿量級調(diào)試，結(jié)果見圖5?？梢钥闯?，在行波管中0.522 m2截面積處，63Hz中心頻率處，最大聲壓級達(dá)到167.9dB。

圖5 開環(huán)調(diào)試結(jié)果

對試驗裝置分別進(jìn)行了155、160dB量級試驗，參考NASA的試驗方法[8]，采用兩點平均控制方法，控制聲譜見圖6～圖8所示。圖中可以看出，試驗裝置在155、160dB時均有較好的譜成型能力，最大譜成型能力約為160.5 dB。在進(jìn)行160 dB量級調(diào)試時，頻譜在1kHz附近略低于參考譜，這可能與行波管的特性以及聲發(fā)生器的頻響特性有關(guān)。

本次調(diào)試只用了1個30 kW的低頻聲發(fā)生器，若增加聲發(fā)生器數(shù)量，提高輸入能力，采用高、低頻聲發(fā)生器配合使用，則裝置最大譜成型能力和譜型控制會有進(jìn)一步提高和改善。

圖6 155dB閉環(huán)調(diào)試結(jié)果

圖7 160dB倍頻程閉環(huán)調(diào)試結(jié)果

圖8 160dB 1/3倍頻程閉環(huán)調(diào)試結(jié)果

4 結(jié)束語

本文從高聲強(qiáng)聲源模擬系統(tǒng)、1/3倍頻程聲試驗控制系統(tǒng)等方面對高聲強(qiáng)聲場的實現(xiàn)進(jìn)行了研究。基于行波管的工作原理，完成了行波管的喇叭段、行波試驗段和消聲部分的設(shè)計，給出了行波管的設(shè)計計算公式，并最終研制完成行波試驗裝置。驗證試驗結(jié)果表明，行波管得到的聲波為平面波，聲壓級達(dá)到167.9dB，滿足預(yù)期要求。該成果已經(jīng)

應(yīng)用在科研生產(chǎn)中，并完成了多項試驗任務(wù)，提高了北京衛(wèi)星環(huán)境研究所的試驗技術(shù)能力和水平。

（References）

[1] 劉大志, 張俊剛, 方貴前. 高聲強(qiáng)聲場模擬與聲試驗1/3倍頻程控制技術(shù)研究[C]//中國宇航學(xué)會深空探測技術(shù)專業(yè)委員會第八屆學(xué)術(shù)年會論文集（下篇）, 2011-10-25

[2] 馬大猷. 噪聲控制工程手冊[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 1983

[3] 丁愛祥, 楊煦, 白繼軍, 等. 高聲強(qiáng)行波管裝置[J]. 航空工業(yè)總公司飛機(jī)強(qiáng)度研究所, 1998, 17(1):18-20

[4] 董小衛(wèi), 丁愛祥. 行波管系統(tǒng)頻響特性的測試與分析[J]. 航空學(xué)報, 1998,19(4): 506-508

[5] 晏廷飛, 方貴前. 聲學(xué)試驗三分之一倍頻程控制技術(shù)研究[J]. 航天器環(huán)境工程, 2008, 25(5): 464-466

Yan Tingfei, Fang Guiqian. Research on 1/3 octave acoustic test control technique[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2008, 25(5): 464-466

[6] 沈山豪. 氣流揚聲器的聲輻射和它的測量[J]. 強(qiáng)度與環(huán)境, 1993, 30(1): 16-23

[7] 沈山豪. 強(qiáng)噪聲環(huán)境試驗的頻譜模擬[J]. 強(qiáng)度與環(huán)境, 1997, 34(1): 46-52

[8] Yu Wenjun, Zhong Siyang, Huang Xun. Dynamic modeling and numerical simulation of acoustic-thermal-fluid coupling for hypersonic vehicle fatigue test[C]∥19thAIAA/CEAS. Berlin, 2013. AIAA 2013-2130

（編輯：閆德葵）

Design of high-intensity acoustic field simulator and1/3 octave band control for acoustic test

Liu Dazhi, Zhu Zihong, Zhang Jungang, Yan Tingfei, Xiang Shuhong

(Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering, Beijing 100094, China)

A high intensity acoustic test system designed by BISEE is presented in this paper, including the acoustic design, the anechoic approach and the noise elimination, and the development of a closed-loop acoustic control system. The test results show that with the overall sound power level of 165dB, the TWT performs well, and the noise at the end of the exhaust flow meets the environmental requirements.

high intensity acoustic field; traveling wave tube; 1/3 octave band; noise elimination

TB52+5; TB534; TB535

B

1673-1379(2016)03-0312-04

10.3969/j.issn.1673-1379.2016.03.014

劉大志（1978—），男，碩士學(xué)位，主要從事航天器動力學(xué)試驗技術(shù)研究。E-mail: dazhil@126.com。

2015-09-22；

2016-05-14

http://www.bisee.ac.cn E-mail: htqhjgc@126.com Tel: (010)68116407, 68116408, 68116544