高声强声场模拟装置设计与声试验1/3倍频程控制技术研究

刘大志，朱子宏，张俊刚，晏廷飞，向树红



高声强声场模拟装置设计与声试验1/3倍频程控制技术研究

刘大志，朱子宏，张俊刚，晏廷飞，向树红

（北京卫星环境工程研究所，北京 100094）

为了提高混响室声场模拟能力，北京卫星环境工程研究所自研一套高声强声场模拟试验设备。文章介绍了该设备的行波管发声系统设计和消声降噪处理过程——行波终端设计以及声试验控制仪器的原理。经过调试试验验证，测量结果满足声压级165 dB行波声场的要求，行波管试验段性能良好，达到167.9 dB，消声道出口噪声能够满足环境模拟需求。

高声强声场；行波管；1/3倍频程；消声降噪

0 引言

目前混响场试验方法是大型航天器地面声振环境模拟试验的主要方法。对照国外的混响室设备指标和噪声试验，我国的混响室容积水平与之相差不大，但是在总声压级和控制精度上距离国外先进水平还有一定差距，如美国早在“阿波罗”探月工程中的噪声试验量级就已达到了165dB[1]。而我国混响室声场模拟能力的最大总声压级经不断改进提升，目前可以达到157dB。

我国航天器的多元化发展（如载人航天器、深空探测卫星及高轨道卫星等）对地面声试验模拟能力要求越来越高。另外，载人航天器的返回舱、返回式卫星在再入过程中以及航天器在发射过程中因故障而逃逸时都有暴露于大气中的高速运动，在

这些情况下，势必经历高声强的声学环境[1]。

因此，为提升我国航天器声试验能力，满足未来航天任务的需要，有必要研制一套总声压级能达到165dB甚至更高的具有高声强模拟能力的噪声试验设备。本文对高声强声场模拟系统进行研究，结合北京卫星环境工程研究所的现有设备和未来的航天器环境试验需求，设计了一套具高声强模拟能力的噪声试验设备。

1 行波管硬件设计

1.1 喇叭设计

在换能器和行波试验段间，通常用指数喇叭进行匹配，以达到理想的电、气声效率。喇叭截面积为[2]

=0e， (1)

式中：0为喇叭喉部截面面积，mm2；为喉部至扩充段的轴向距离，mm；为蜿展常数，

=4π0/， (2)

其中0为喇叭的下限截止频率（Hz），为空气中的声波速度（m/s）。

1.2 行波试验段设计

行波试验段声场应符合平面波条件，在设计中应充分考虑行波管试验段的模态频率及截止频率。以矩形截面行波管为例，其模态频率为[3]

式中：为行波管试验段模态频率，Hz；l、l为行波试验段横向尺寸，m；n、n为整数，= 0,1,2,…,；c为介质声速，m/s。

设l＞l，则行波管的截止频率=/(2l)。当行波试验段的频率小于该频率时，管中声波为平面波；否则，会出现横向驻波。

为满足行波管中声压级沿纵向可变，其横截面积应作相应改变。遵循的规律是：声压平方与截面乘积保持常数。但管截面不宜突变，以防止声波反射[3]。

考虑到声在传播过程中的能量损失，在扬声器喇叭和行波管试验段之间的连接应采取隔振和密封措施，各个部分与地面固定时也需要采取隔振或减振措施。

1#喇叭第一、第二段和2#喇叭、行波试验段均由1Cr18Ni9Ti不锈钢板焊接而成，外壁用井字筋加强。1#喇叭第三段为ZL104铸造成型。各部分接口处有密封处理。设备安装完成后内部进行了环氧处理。

1.3 行波终端设计

通常要求行波终端至少能吸收掉使用频区声能。行波终端由安装在喇叭出口的正前方壁面上的消声尖劈和安装在混响室内其余各面的厚阻性吸声层构成。消声尖劈表面安装吸声系数=0.99（声压反射系数0.01）的挡风网布，网布材料选用

24 kg/m3吸声棉和玻璃纤维布。阻性吸声层主要成分为100mm厚的聚氨酯泡沫。消声部分安装图见图1。

图1 消声部分安装图

2 1/3倍频程控制技术研究

控制算法是1/3倍频程控制技术的核心，主要包括声压级计算以及控制系统均衡算法等方面的内容。

2.1 声压级计算

声压级以符号SPL表示，1/3倍频程声压级计算公式为[4-5]

式中：=0,1,2,…,；PSD()为采样系列的功率谱密度估计；sp()为每级中心频率的谱线数，=0,1,2,…,；0为参考值，2×10-5Pa。

总声压级计算为[4-5]

式中取26。

2.2 试验方法与平均算法的研究

高的声压级是在狭窄的空间即行波管中产生，行波管中的声场与混响室中的声场有较大区别：声波在混响室中多以衍射波形式存在，而行波管中的声场为行波，即反射较少的波。因此试验时为了避免欠试验和过试验，传感器应朝同一方向安放。行波管试验针对的对象主要是小的元器件或者大块的材料侧壁结构，对于整星（船）试验方法还有待进一步探索。

试验方法借鉴了混响室中的控制方法，采用多点平均控制[5]。假设系统传递函数为()，如图2所示。

图2 系统的传递关系

则输入功率谱G()与输出功率谱G()的关系可表示为

要使系统响应满足试验要求，即

则需驱动功率谱满足

闭环反馈控制系统可采用修正驱动信号来减小偏差的修正方法，直接修正驱动的频域幅值进行比较修正。此方法是比较响应频谱()和参考频谱()的差异，得到每个谱线的修正系数λ，修正下一时段的驱动谱(+1)，进行循环迭代，如式(9)。

以上方法对于控制收敛速度较慢。为了加快控制的收敛速度，需要调整修正系数中的指数以及功率谱估计中的参数。

2.3 1/3倍频程控制算法的实现

控制软件基于Visual C++6.0，由北京卫星环境工程研究所自主开发。控制系统实现了数据计算、频谱分析及图形显示功能。该系统将动态特性指标转化成时域、频域指标。在数据采集的过程中选择了相位随机化生成随机信号，构造了1/3倍频程线性模型，尝试用简单的比例-积分-微分（PID）进行超前、滞后设计，并且评估、修正受控对象。控制系统程序流程及控制系统布置如图3[5]、图4所示。

图3 控制系统流程图

图4 控制系统布置图

3 试验验证

应用30kW的低频声发生器[6-7]对该装置进行开环满量级调试，结果见图5。可以看出，在行波管中0.522 m2截面积处，63Hz中心频率处，最大声压级达到167.9dB。

图5 开环调试结果

对试验装置分别进行了155、160dB量级试验，参考NASA的试验方法[8]，采用两点平均控制方法，控制声谱见图6～图8所示。图中可以看出，试验装置在155、160dB时均有较好的谱成型能力，最大谱成型能力约为160.5 dB。在进行160 dB量级调试时，频谱在1kHz附近略低于参考谱，这可能与行波管的特性以及声发生器的频响特性有关。

本次调试只用了1个30 kW的低频声发生器，若增加声发生器数量，提高输入能力，采用高、低频声发生器配合使用，则装置最大谱成型能力和谱型控制会有进一步提高和改善。

图6 155dB闭环调试结果

图7 160dB倍频程闭环调试结果

图8 160dB 1/3倍频程闭环调试结果

4 结束语

本文从高声强声源模拟系统、1/3倍频程声试验控制系统等方面对高声强声场的实现进行了研究。基于行波管的工作原理，完成了行波管的喇叭段、行波试验段和消声部分的设计，给出了行波管的设计计算公式，并最终研制完成行波试验装置。验证试验结果表明，行波管得到的声波为平面波，声压级达到167.9dB，满足预期要求。该成果已经

应用在科研生产中，并完成了多项试验任务，提高了北京卫星环境研究所的试验技术能力和水平。

（References）

[1] 刘大志, 张俊刚, 方贵前. 高声强声场模拟与声试验1/3倍频程控制技术研究[C]//中国宇航学会深空探测技术专业委员会第八届学术年会论文集（下篇）, 2011-10-25

[2] 马大猷. 噪声控制工程手册[M]. 北京: 科学出版社, 1983

[3] 丁爱祥, 杨煦, 白继军, 等. 高声强行波管装置[J]. 航空工业总公司飞机强度研究所, 1998, 17(1):18-20

[4] 董小卫, 丁爱祥. 行波管系统频响特性的测试与分析[J]. 航空学报, 1998,19(4): 506-508

[5] 晏廷飞, 方贵前. 声学试验三分之一倍频程控制技术研究[J]. 航天器环境工程, 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. 气流扬声器的声辐射和它的测量[J]. 强度与环境, 1993, 30(1): 16-23

[7] 沈山豪. 强噪声环境试验的频谱模拟[J]. 强度与环境, 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

（编辑：闫德葵）

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

刘大志（1978—），男，硕士学位，主要从事航天器动力学试验技术研究。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