1、西安航空职业学院毕业论文航天系统发射外噪声载荷预测平台开发姓 名： 专 业： 航空电子 班 级： 完成日期： 指导教师: 摘要：航天系统发射时，发动机尾部的喷流在地面和导流槽的反射作用下，会在运载火箭周围形成很强的扩散声场。高强度的扩散声场会导致运载火箭结构剧烈振动，进而引起结构直接破坏或有效载荷声疲劳等问题。在设计阶段需确保发射噪声不会对结构造成破坏性的影响，因此预测此高强度的扩散声场的工作非常重要，本文基于平台开发和 NASA-HDBK-7005 相关理论知识，对航天系统发射时外侧高强度的扩散声场进行预测。关键词：网络开发、发动机喷流、高强度扩散声场1 背景介绍随着航天技术的发展，高速飞行
2、器在高频宽带随机激励下的动力学响应受到越来越高的关注。这些高频宽带随机激励源主要有：航天系统发射时，发动机喷出强劲燃气流经地面导流槽等反射产生的喷气噪声，发动机内部产生的振动燃烧、空腔共振及作用在航天系统上经湍流层诱发的空气动力噪声等。其中，以发射喷流及其反射为主要噪声来源。受高频宽带激励的航天系统结构（如整流罩）由于振动响应级或内部噪声级过高，会使其本身结构和内部所载有效载荷产生损伤或破坏等，进而导致航天系统发射任务的失败，所以从理论分析及试验方面研究航天系统及有效载荷等在发射状态的外激励载荷，形成快速设计与评估平台，对正确考虑结构动态响应及其上精密仪表设备的工作环境，为研制中的航天系统进行
3、环境试验提供依据，这对提高我国航天结构设计水平有着重要意义。2 解决方案根据 NASA-HDBK-7005 预测航天系统发射时，发动机尾部产生强烈的喷流在地面导流槽反射后，在航天系统结构外侧产生的高强度的扩散声场。具体航天系统发射及气流反射情况如 图 1 和 图 2 所示。图 1 运载火箭发射示意图航天系统发射时，首先需根据 图 2 所示定义喷嘴到导流槽的距离 1x；利用估算发动机喷流总声功率 WOA： OAe=0.5nFU (2.1)其中，F 为每个发动机的推力，单位为 N；Ue 为喷流速度，单位为 m/s；WOA 为航天发动机喷流总声功率，单位为 w；图 2 气流反射理论示意图利用上式计算
4、得到的喷流总声功率结果，计算航天发动机总声功率级 LW：-12WOAL=10log+2dB (ref=0W)，(2.2)如果航天发动机的喷嘴不止一个，根据下式计算等效喷嘴直径： eein(2.3)其中，dei 为单个喷嘴直径，单位为 m；de 为等效喷嘴直径，单位为 m；将计算得到的总声功率级，转换为 1/3 倍频程、倍频程、等带宽等的中心频率处的声功率级曲线 LW,b： eew,bWbOAfU=10log+-10loglfd (2.4)其中，fb 为中心频率为 f 的频率带宽； 为归一化声功率级谱，根据 图 3 中的曲线进行估算；10log()图 3 随斯特哈尔数变化的归一化声功率级谱，其中
5、 De 为上述公式中的 de根据 1/3 倍频程、倍频程、等带宽等的中心频率处的声功率级曲线计算航天器表面任一位置 p处，某一频带中心频率 b处的声压级响应 SPLb,p：2b,w,bSPL=-10logr-+DI,(2.5)其中，r 为声源位置和航天器某一位置 p 处间的长度；DI(b, )为指向性因子，需根据 图 4 进行选择；图 4 随角度变化的指向性因子3 系统架构模型层：表示数据和业务规则，模型拥有最多的处理任务，它可能用来处理数据库。被模型返回的数据是中立的，就是说模型与数据格式无关，这样一个模型能为多个视图提供数据。应用于模型的代码只需写一次就可以被多个视图重用，所以减少了代码的
6、重复性。图 5 系统架构设计图控制层：接受用户的输入并调用模型和视图去完成用户的需求。当单击 Web 页面中的超链接和发送 HTML 表单时，控制器本身不输出任何东西和做任何处理。它只是接收请求并决定调用哪个模型构件去处理请求，然后用确定用哪个视图来显示模型处理返回的数据。首先控制器接收用户的请求，并决定应该调用哪个模型来进行处理，然后模型用业务逻辑来处理用户的请求并返回数据，最后控制器用相应的视图格式化模型返回的数据，并通过表示层呈现给用户；视图层：视图是用户看到并与之交互的界面，作为一种输出数据并允许用户操纵的方式；视图层是最终展现给用户使用的，采用 HTML、javascript、Boo
7、tstrap、CSS 等进行编写。4 平台功能通过基于网络开发和 NASA 相关理论知识，对航天系统发射时，航天器结构外侧某一位置处声压级进行预测，进而方便后续对整流罩内部声压级、有效载荷动响应等的预测提供方便。其航天器外侧声压级预测流程如 图 6 所示。具体预测界面如 图 7、 图 8、 图 9 和 图 10所示。发 动 机 喷 流 速 度发 动 机 推 力发 动 机 喷 嘴 个 数 航 天 发 动 机 单 个 喷 嘴 直 径确 定 分 析 频 率 范 围计 算 发 动 机 喷 流 总 声 功 率 和 总 声 功 率 级 计 算 发 动 机 喷 嘴 等 效 直 径Y自 定 义 归 一 化 声
8、 功 率 级 谱 值N计 算 随 中 心 频 率 变 化 的 虚 拟 声 源 声 功 率 级 谱 曲 线选 择 导 流 槽 类 型响 应 位 置 到 喷 嘴 的 距 离喷 嘴 到 导 流 槽 的 距 离喷 流 线 和 水 平 线 的 夹 角选 择 随 角 度 变 化 的 指 向 性 因 子 曲 线Y自 定 义 虚 拟 声 源 距 离 喷 嘴 的距 离N修 改 横 纵 坐 标 名 称 、 纵 坐 标 显 示 范 围计 算 响 应 点 的 声 压 级 响 应 曲 线修 改 横 纵 坐 标 显 示 形 式 （ 线 性 坐 标 和 对 数 坐 标 ）将 结 果 以 csv格 式 保 存 在 用 户 自
9、 定 义 的 位 置图 6 航天器外侧声压级预测流程图首先通过如 图 7 所示界面左侧公式估算航天系统发射时，发动机喷流的总声功率和总声功率级；图 7 总声功率级估算界面然后根据发动机喷嘴个数及单个喷嘴直径计算等效喷嘴直径，便于后续根据曲线提取相关参数。图 8 等效直径估算界面根据计算发动机喷嘴处的总声功率级，根据 NASA 相关理论中的虚拟声源分布理论将总声压级离散为随倍频程、1/3 倍频程、1/n 倍频程等中心频率变化的声功率曲线。如 图 9 所示。图 9 虚拟声源声功率级谱估算根据得到的随 1/n 倍频程中心频率变化的声功率曲线，计算航天系统外侧某一位置处的声压级曲线。由于航天系统导流槽
10、类型不同，自定义导流槽类型、喷嘴到地面的距离等计算航天器表面某一位置处的声学响应。具体如 图 10 所示。图 10 航天器外侧声压级估算基于网络平台，对航天系统外侧声压级的预测，除实现基本功能外，还具备对相关曲线坐标轴名称、显示范围、横纵坐标显示形式等的修正功能。5 小结通过基于网络平台和 NASA 理论知识的航天系统外载荷预测平台，快速便捷得到航天系统外表面的声压级曲线，便于后续预测整流罩位置的声压级及整流罩内部有效载荷的动力学响应。参考文献1 NASA-HDBK-7005，Dynamic Environmental Criteria，2001致 谢我首先要感谢我的论文指导老师、xx 学院的 xxx 老师。x 老师对我论文的研究方向做出了指导性的意见和推荐，在论文撰写过程中及时对我遇到的困难和疑惑给予悉心指点，提出了许多有益的改善性意见，投入了超多的心血和精力。x 老师对我的帮忙和关怀表示诚挚的谢意!同时，还要感谢 xx 学院授课老师们和所有同学们，大家在专业学习中互相学习，互相帮忙，共同度过了一段完美难忘的时光。此外，还要感谢朋友以及同学们在论文编写中带给的大力支持和帮忙，给我带来极大的启发。最后，谢谢论文评阅老师们的辛苦工作。衷心感谢我的家人、朋友，以及同学们，真是在他们的鼓励和支持下我才得以顺利完成此论文。
