载人航天器稳态噪声测量试验方法研究

彭华康，石 泳，贾世锦，黄 震，苏 令，张振华

（中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094）

载人航天器稳态噪声测量试验方法研究

彭华康，石 泳，贾世锦，黄 震，苏 令，张振华

（中国空间技术研究院载人航天总体部，北京100094）

为在地面研制期间对载人航天器密封舱内稳态噪声进行有效测量以减小在轨技术风险，理论推导了背景噪声对测量结果的修正值，基于试验影响域、噪声源识别及噪声传播路径分析结果，提出了测量仪器要求，研究了稳态噪声测量方法和试验流程，经载人飞船地面模拟飞行试验验证，轨道舱内稳态噪声测量结果与在轨实测值相差1.4 dB，二者吻合较好。

载人航天器；噪声源识别；传播路径；背景噪声；修正值

1　引言

噪声是指不需要或不期望的声音［1］。载人航天器密封舱内噪声主要由连续的长期噪声即稳态噪声（Continuous Noise）和断续的短期噪声即间断噪声（Intermittent Noise）组成［2］。间断噪声主要来源于间断工作的噪声源，其作用时间短、易于防护。而稳态噪声主要来源于连续工作的噪声源，即稳态噪声源，其作用时间长、难以防护，需对其进行有效的降噪控制。维持载人航天器密封舱内良好的稳态噪声水平非常重要，不仅可以保护航天员的听力系统，便于航天员相互交流，还给航天员提供一个健康、安全、舒适的工作和生活环境。恶劣的稳态噪声环境不仅能引起航天员生理或心理上的不利变化［2］，如不安、焦虑、注意力分散等，还能导致在轨工作效率下降，严重时将影响噪声敏感设备的工作性能，损伤航天员的听力系统，使其无法有效辨识系统警报声或地面控制指令，导致误判断或误操作等，严重影响飞行任务的安全。因此，需将载人航天器密封舱内的噪声水平控制在一个合理的范围内，并在地面研制期间进行有效的测量和验证。

国际空间站建造过程中，美国国家航天局（NASA）专门成立了声学办公室（InternationalSpace Station Acoustics Office）和技术团队（Acoustics Working Group）［3-4］，用来指导国际空间站噪声控制的设计、实施和试验验证等［5-6］，他们提出了很多值得借鉴的经验，其中很重要的一点就是在地面研制期间进行充分的试验验证，以减小在轨技术风险。目前，我国在载人航天器噪声控制和试验等方面的研究较少，随着我国空间实验室和空间站工程的实施，国内在这方面的研究逐步开展。耿丽艳［7］等对载人飞船泄复压过程中轨道舱间断噪声环境进行了试验测量研究，魏传锋［8］等对载人航天器稳态噪声进行了仿真分析。目前，尚未见到有关载人航天器稳态噪声测量试验方法研究的文献。

为获取准确、有效的稳态噪声测量试验结果，首先，应充分分析试验的影响域，尽量降低各种因素的影响；其次，应有效识别噪声源和噪声传播路径，以减小噪声源能量辐射的主方向对试验结果的影响；再次，应尽量量化背景噪声对试验结果的影响，使测量结果更加准确；最后，测量方法的选择很重要，直接影响测量结果的有效性。本文研究了一种载人航天器密封舱内稳态噪声测量试验方法，解决了上述关心的问题，完成了地面试验实施，并将试验结果和在轨实测值进行了对比，结果吻合较好。

2　试验影响域分析

从全面质量管理理论的“人、机、料、法、环”五个角度出发，影响载人航天器稳态噪声测量试验结果的因素主要考虑以下几个方面：

1）试验人员应熟练操作测量设备；

2）测量设备应符合相关标准要求，并在计量有效期内；

3）航天器自身技术状态应反映实际的工作状态，试验前，需确认所有稳态噪声处于真实的在轨飞行状态；

4）需选择正确的测量方法；

5）需降低试验场地环境对试验结果的影响，比如避开其他辐射噪声的作业活动，降低试验场地内空调、通风等系统的工作负荷或临时关闭；此外还要考虑天气的影响，应避开雷电、暴雨等恶劣天气。

3　噪声源识别和传播路径分析

噪声是由振动产生的，噪声源即是产生振动的物体［9］。载人航天器在轨运行时，产生振动的物体主要涉及风机、风扇、泵等设备的转动部件。

根据以上噪声源识别方法，载人航天器产生振动的噪声源主要有：

1）强迫舱内空气对流换热的热控风机和座舱风扇；

2）为发热量较大设备进行降温的风机；

3）驱动净化空气的净化通风组件风机；

4）为空气降温收集冷凝水的冷凝干燥组件风机；

5）进行姿态测量和控制的陀螺转子；

6）驱动流体回路流动的泵组件。

风机、风扇、陀螺和泵等设备的转动部件，在轨运行时会持续工作，形成机械性噪声和空气动力性噪声。机械性噪声是由这些设备壳体以及与其相连的结构振动辐射的结构噪声，主要以横波的形式向周围结构传递；空气动力性噪声是这些设备的旋转部件周期性地打击空气质点引起空气压力脉动形成旋转噪声，以及旋转部件表面的湍流边界层脱离引起气流压力脉动形成的湍流噪声。

4　背景噪声对测量结果的修正

假设某测点背景噪声声压级为Lp′，实际噪声声压级为Lp，在背景噪声的影响下，测得的总声压级为参考声压各声压级满足式（1）～（3）：

总声压级与背景噪声声压级之间的差值满足式（5）：

总声压级与实际噪声声压级之间的差值满足式（6）：

由式（6）可知式（7）：

将式（5）代入式（7），得到实际噪声声压级Lp与总声压级之间的关系如式（8）：

工程实际噪声测量试验中，实际噪声应不小于背景噪声，否则测量结果意义不大。当背景噪声和实际噪声声压相同时，即P′=P，由式（5）总声压级与背景噪声声压级的差值可表示如式（9）：

图1　实际噪声声压级修正曲线Fig.1 The corrected curve of real sound pressure level

由式（9）可知，背景噪声声压级至少比总声压级低3 dB时，测量结果才有意义。当总声压级与背景噪声声压级的差值不小于3 dB时，背景噪声对试验结果的修正值如表1。

表1　总声压级与背景噪声声压级的差值对实际噪声声压级的修正量Table 1 The corrected value of real sound pressure level

综上所述，噪声测量试验中，有必要考虑背景噪声对测试结果的影响，并根据总声压级与背景噪声声压级的差值对试验结果进行适当修正。

5　试验方法研究

稳态噪声源发出的声音的声压级可以是恒定的、起伏的或在某一段时间间隔内缓慢变化。参考国内和国外相关标准［10-11］，评价载人航天器密封舱内的稳态噪声，一般采用A计权声压级，它主要模拟人耳听觉系统对响度的感受，与人耳主观感觉比较接近，可以用声级计等仪器直接测量。本章主要讨论测量仪器要求、A计权声压级测量方法以及测试试验流程。

5.1 测量仪器要求

测量仪器应至少满足［12］中II级设备的要求。测量的前后，应对整套测量系统进行声学校准，声学校准应尽量在现场进行，前后两次校准值之差大于0.5 dB时，测试结果无效。此外校准器也应定期进行校准，应符合［12］的要求。

5.2 A计权声压级的测量

如前所述，稳态噪声源工作时辐射的声能量具有一定的波动性，为更准确地描述舱内的声学特性，可采用能量平均的方法，即将某一段时间内测得的不同A计权声压级，用一个声压级来表示，表征该段时间内的声学特性，这个声压级即为等效连续A计权声压级［13］，用符号LAeq，T表示。

假设噪声测量的采样时间间隔为ΔT，测量时间段为T，则等效连续A计权声压级可用公式（10）表示［14］：

式中，LpAi为第i个样本的A计权声压级，n为在时间段T内采集的样本总数。

时间间隔ΔT可以是固定的，也可以是随机的。如果实测噪声的声压级起伏很小，变化范围在5 dB以内，则测量结果的算术平均值近似等于等效连续A计权声压级［14］，如式11）所示。

5.2.1 测量时间

测量时间段T的选择很重要，时间段T内的测试结果应能反映被测物体真实的噪声特性。载人航天器稳态噪声测量时间段应覆盖载人航天器在轨正常飞行状态，测量过程中稳态噪声源均应正常工作，只有在这个时间段内，测量获得的稳态噪声特性才能反映其真实的噪声水平。

5.2.2 测量位置

传声器（测点）的位置应考虑航天员不在舱内的情况下，放在占有该工作或休息空间的航天员的头部附近。传声器应尽可能地放在离外耳道入口约0.1 m处［15］，以便接受较高的等效连续A计权声压级。

传声器的固定点应尽量远离噪声源及其支撑结构，以减少噪声源能量辐射的主方向对测试结果的影响。载人航天器内传声器的位置应尽量远离风机、风扇等声源的进、出风口和其支撑连接结构。

为便于控制试验状态和记录试验结果，将传声器与舱外的声级计用电缆连接起来，从声级计处读取测量结果。测试设备的连接关系如图2。

图2　噪声测试设备连接图Fig.2 The connection relationship of noise measurement devices

5.3 试验流程

根据以上分析内容，结合工程实践，设计试验流程如图3。

图3　噪声测量试验流程Fig.3 The flow chart of noise measurement experiment

主要工作内容如下：

1）噪声测量准备

检查噪声测量仪器的计量日期，安装传声器，连接声级计等准备工作。

2）噪声测量系统校准

使用校准器对噪声测量系统进行声学校准，并记录测试结果。

3）背景噪声测量

载人航天器断电状态下，测量舱内测点的背景噪声，并记录测试结果。

4）载人航天器状态设置

载人航天器加电，设置在轨正常飞行状态，按照飞行程序正常启动稳态噪声源。载人航天器舱门关闭或虚掩。

5）载人航天器噪声测量

测量舱内测点的稳态噪声，并记录测试结果。

6）噪声测量系统校准

使用校准器对噪声测量系统进行声学校准，并记录测试结果。

7）测试设备撤收

噪声测量设备断电，拆除传声器和连接电缆，噪声测量系统撤场。

6　试验实施与验证

基于上述试验方法，对载人飞船轨道舱稳态噪声进行了测量，轨道舱内稳态噪声是轨道舱、返回舱两密封舱稳态噪声源辐射的机械性噪声、空气动力性噪声和非密封的推进舱稳态噪声源辐射的机械性噪声组成的。试验前对试验场地环境、测量设备进行了有效性确认，对试验人员进行了岗位熟练度检查，结果均满足要求。

传声器固定在轨道舱中心上部II偏III象限航天员工作区域的头部附近，远离轨道舱所有稳态噪声源及其支撑结构，包括I偏II象限中部的热控风机和下部的空气净化风机、I象限上部和III象限下部的座舱风扇、IV象限中部微波雷达热控风机和下部冷凝干燥组件风机，如图4，固定点避开了所有风机风扇的进口、出口及其支撑连接结构。试验前，载人飞船断电，对轨道舱内背景噪声进行了测量，实测背景噪声小于55 dBA。试验过程中，载人飞船模拟在轨正常飞行状态，整船所有稳态噪声源均按飞行程序正常工作。试验测量过程覆盖了载人飞船在轨飞行的正常模式，共随机测得22个数据，如表2，变化曲线如图5。试验后对噪声测量系统进行了校准，前后两次声学校准值之差满足小于0.5 dB的要求，表明测量结果有效。

图4　传声器固定位置Fig.4 The fixed location of microphone

表2　载人飞船轨道舱内稳态噪声试验值Table 2 The experimental value of continuous noise in the orbit module of manned spaceship

从图5可知，测量结果在64～66.5 dBA之间，变化范围小于5 dB，根据式（11），载人飞船轨道舱内等效连续A计权声压级等于各个试验数据的算术平均值，即65.6 dBA。基于第4章分析结果，轨道舱内背景噪声与总体噪声测量结果差值在10 dB以上，此时背景噪声的影响可忽略。

图5　试验结果变化曲线Fig.5 The curve of experiment results

查询我国交会对接任务期间的在轨数据，载人飞船在轨正常飞行时，轨道舱内稳态噪声实测值为64.2 dBA，与地面试验测量值65.6 dBA相比，相差1.4 dB，结果吻合较好。

7　结论

本文对载人航天器密封舱内稳态噪声测量的试验方法进行了研究，提出了测量仪器、A计权声压级测量时间和位置要求，明确了试验流程，经载人飞船地面试验验证，试验测量结果和在轨实测值相差1.4 dB，二者吻合较好。结果表明，本文研究的载人航天器稳态噪声测量试验方法可行、有效，具有可观的工程应用价值。

（References）

［1］Grosveld F W，Goodman J R.Noise Control in habitable space vehicles and enclosures［C］//Proceedings of the Third IAASS Conference.2008.

［2］Musgrave G E，Larsen A，Sgobba T.Safety Design for Space System［M］.Burlington：Elsevier Publishing Company，2009：43-44.

［3］Goodman J.International space station acoustics［C］//Proceedings of NOISE-CON 2003.U.S.Institute of Noise Control Engineering，2003.

［4］Goodman J.Acoustics inside the space shuttle orbiter and the international space station［R］.SAE International 2009-01-2247，2009.

［5］Grosveld F W，Goodman J R，Center L B J S.Design of an acoustic muffler prototype for an air filtration system inlet on International Space Station［C］//Noise-Con 2003，the 2003 National Conference on Noise Control Engineering.2003：23-25.

［6］Broyan Jr J L，Welsh D A，Cady S M.International Space Station crew quarters ventilation and acoustic design implementation［C］//AIAA International Conference on Environmental Control Systems.2010.

［7］耿丽艳，李新明.载人飞船泄复压过程中轨道舱的噪声环境试验研究［J］.航天器环境工程，2008，25（6）：568-570.Geng Liyan，Li Xinming.Experimental research of noise environment in spaceship orbital module during pressure relief and recovery［J］.Spacecraft Environment Engineering，2008，25（6）：568-570.（in Chinese）

［8］魏传峰，张伟，曹剑峰，等.载人航天器密封舱噪声控制与试验［J］.航天器环境工程，2013，30（1）：91-93.Wei Chuanfeng，Zhang Wei，Cao Jianfeng，et cl.Noise control and verification for manned spacecraft pressurized cabin［J］.Spacecraft Environment Engineering，2013，30（1）：91-93.（in Chinese）

［9］杜功焕，朱哲民，龚秀芬.声学基础［M］.南京：南京大学出版社，2010：1-2.Du Gonghuan，Zhu Zhemin，Gong Xiufen.Acoustic basis［M］.Nanjing：Nanjing University Press，2010：1-2.（in Chinese）

［10］GB/T 3222.1声学环境噪声的描述、测量与评价第1部分：基本参量与评价方法［S］.GB/T 3222.1 Acoustic.Description，measurement and evaluation of environment noise.First Part：Basic characteristic and evaluation method［S］.（in Chinese）

［11］NASA SSP-500094 NASA/RSA joint specifications standards document for the ISS Russian segment［S］.Rev.B，2009：6-192.

［12］GB/T 3785.1电声学声级计第1部分：规范［S］.GB/T 3785.1 Electroacoustic.Sound Level Meter，First Part：Specification［S］.（in Chinese）

［13］舒歌群，高文志，刘月辉.动力机械振动与噪声［M］.天津：天津大学出版社，2008：180-181.Shu Gequn，Gao Wenzhi，Liu Yuehui.Vibration and Noise of Dynamic Mechanic［M］.Tianjing：Tianjing University Press，2008：180-181.（in Chinese）

［14］GB/T 14366声学职业噪声测量与噪声引起的听力损伤评价［S］.GB/T 14366 Acoustic.Professional noise measurement and hearing damage evaluation caused by noise［S］.（in Chinese）

［15］GB/T 21230声学工作环境中噪声暴露的测量与评价导则［S］.GB/T 21230 Acoustic.Guide for noise exposure measurement and evaluation in work environment［S］.（in Chinese）

Research on Measurement Method of Continuous Noise in Manned Spacecraft

PENG Huakang，SHI Yong，JIA Shijin，HUANG Zhen，SU Ling，ZHANG Zhenhua
（Institute of Manned Space System Engineering，China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）

Effective measurement of the continuous noise in the sealed cabin of manned spacecraft during ground test is an important way to reduce the on-orbit technical risks.The corrected value of the test result was gained by theoretical method.Based on the study of the experimental effect domain，the noise source identification，the noise generation mechanism and the transmit paths，a measurement method of the continuous noise in the manned spacecraft was studied.The ground simulation test and the on-orbit measurement were conducted in the orbit module of the manned spaceship.It is verified that the experimental results accord well with the data on orbit.

manned spacecraft；noise source identification；transmit path；background noise；corrected value

V416.6；TB53

A

1674-5825（2016）05-0576-06

2015-06-30；

2016-08-14

彭华康（1984-），男，硕士，工程师，研究方向为载人航天器总体设计。E-mail：penghuakang@aliyun.com