載人航天器內(nèi)超聲的應(yīng)用范文

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《航天器環(huán)境工程雜志》2014年第三期

1泄漏超聲波理論分析

1.1泄漏超聲波的產(chǎn)生原理在軌航天器密封艙會因泄漏而產(chǎn)生氣動聲源。根據(jù)氣動聲學(xué)的研究理論[6]，氣體在壓力差的作用下穿過微小孔徑時，因流速較高會產(chǎn)生湍流，而湍流中大量旋渦間的相互作用又會產(chǎn)生內(nèi)應(yīng)力，使得旋渦各自體積元上受到大小相等、方向相反的起伏力的作用，從而在氣體中產(chǎn)生四極子性質(zhì)的聲源。航天器密封艙內(nèi)大氣通過小漏孔的泄漏流動模型如圖1所示，其中V1、P1為大氣壓端的氣體流速和壓力，V0、P0為真空端的氣體流速和壓力。對泄漏產(chǎn)生的超聲波探測關(guān)鍵是選擇與超聲波的頻率范圍相適應(yīng)的換能器，因此需要進(jìn)行氣體泄漏超聲的頻譜分析。根據(jù)目前國內(nèi)外的研究情況，泄漏超聲的聲功率譜LW是斯特勞哈爾數(shù)S=fD/V的函數(shù)，其中f是超聲頻率，D是漏孔直徑，V是出流速度。通過大量的試驗研究表明，如果采用歸一化修正處理。根據(jù)前文所述的泄漏原理可知，超聲波形成在流場中。對于光滑的圓形漏孔來說，聲功率與漏孔的直徑和通過漏孔的流速都有關(guān)系，因此可通過流場仿真獲得相關(guān)參數(shù)進(jìn)而計算聲場量值。設(shè)置仿真邊界條件：入口壓力為1個大氣壓，出口壓力為10Pa，漏孔的直徑為1mm。仿真采用k-ε湍流模型，得到的流場速度云圖如圖3所示。

1.2聲衰減原理檢測航天器艙內(nèi)的泄漏超聲在不同位置會有不同的測量值，隨著與漏孔距離的增加而衰減，隨著方位的不同也有變化。按照引起聲強(qiáng)減弱的不同原因可把聲波衰減分為吸收衰減、散射衰減和擴(kuò)散衰減。聲學(xué)理論證明吸收衰減和散射衰減均遵守指數(shù)衰減規(guī)律，而擴(kuò)散衰減是因波陣面的面積擴(kuò)大所導(dǎo)致的聲強(qiáng)減弱，球面波將隨波陣面的半徑的平方衰減。這3種衰減對于超聲波隨距離變化的綜合作用所具體呈現(xiàn)的聲強(qiáng)減弱趨勢還需進(jìn)一步試驗驗證。由仿真得到的流場速度云圖可以直觀地看到聲衰減的趨勢，漏孔附近的區(qū)域稱為近場（又稱菲涅爾區(qū)），近場區(qū)域內(nèi)湍流現(xiàn)象較為復(fù)雜，文章主要研究近場之外的可測量區(qū)域的聲衰減。首先需要計算近場距聲源的范圍，近場長度b的計算公式為式中：r為聲源半徑；f為聲源頻率；c為聲速。將上述仿真得到的結(jié)果r=0.5mm，f=40kHz以及聲波在空氣中的傳播速率c=331m/s代入到式(3)，可得到近場長度b=30mm。因此，選定試驗中漏孔與傳感器的最小距離為20mm，以包含近場到遠(yuǎn)場的過渡區(qū)域來研究超聲波隨距離的衰減趨勢。

2試驗過程及結(jié)果分析

2.1試驗過程本試驗采用一臺直徑為400mm的真空容器，將試驗室環(huán)境類比于密封艙內(nèi)的大氣環(huán)境，從而模擬載人航天器在軌運行時的艙內(nèi)外壓力邊界條件。試驗室內(nèi)的大氣將通過安裝在真空容器上的通道型漏孔向容器內(nèi)泄漏。在大氣端用包含聲傳感器、電信號處理電路以及上位機(jī)的檢漏系統(tǒng)探測泄漏超聲信號，試驗系統(tǒng)框圖如圖4所示。泄漏產(chǎn)生的超聲波通過聲傳感器采集并轉(zhuǎn)換成電信號，通過放大器和A/D采樣卡輸入到計算機(jī)中進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。通過移動聲傳感器，控制傳感器與漏孔之間的距離，從20mm逐漸增加到500mm，測量直徑分別為0.3mm、0.8mm、1.5mm和2.0mm的4種孔所對應(yīng)的聲壓值L′隨距離的變化。具體操作為：打開真空泵將真空容器抽到平衡狀態(tài)；換上所需漏孔后擰開插板閥，調(diào)節(jié)傳感器到合適的位置；在每個位置連續(xù)測量30次，截取中心頻率的最高幅值，再取平均值之后得到如表1所示的試驗數(shù)據(jù)。

2.2試驗結(jié)果分析在同樣的邊界條件下，同一漏孔檢測到的泄漏聲壓在方位固定的情況下僅是距離的函數(shù)，聲壓隨距離的增加而衰減。將表1中的數(shù)據(jù)繪制于二維圖中，觀察到數(shù)據(jù)呈現(xiàn)指數(shù)衰減趨勢。因此對表1的數(shù)據(jù)進(jìn)行一階指數(shù)衰減擬合，得到4種漏孔的聲壓隨距離變化曲線，如圖5所示。由表2可知，由于擬合曲線的相關(guān)系數(shù)較大，說明擬合效果較好。圖5證明了漏孔泄漏的聲壓隨距離基本呈一階指數(shù)函數(shù)衰減；直徑分別為0.8mm、1.5mm與2.0mm的3種漏孔的泄漏超聲聲壓隨直徑的增大而增大，而直徑為0.3mm的漏孔并不遵循此規(guī)律，這將在下一節(jié)進(jìn)一步討論。

2.3擬合結(jié)果的試驗驗證及分析對擬合得到的曲線進(jìn)行驗證，相同邊界條件下再進(jìn)行不同距離的試驗，將得到的試驗驗證數(shù)據(jù)標(biāo)注在擬合曲線圖中，得到的結(jié)果如圖6所示。由圖6可知直徑分別為0.8mm、1.5mm和2.0mm的3種漏孔的試驗結(jié)果與擬合曲線接近；而0.3mm直徑漏孔的試驗結(jié)果與擬合曲線有較大偏差，這可能與該漏孔采用電火花加工的制造方式有關(guān)（其他3種漏孔采用機(jī)械切削加工），漏孔內(nèi)表面有毛刺、不光滑。由圖5可知，0.3mm漏孔并沒有遵循孔越小聲壓越低的規(guī)律，因為不光滑的漏孔更易導(dǎo)致高頻的超聲波，使得傳感器在測量頻率范圍內(nèi)檢測到的聲壓更強(qiáng)。

3結(jié)束語

本文由理論分析計算出航天器泄漏產(chǎn)生超聲波的中心頻率并對該頻段的超聲波進(jìn)行探測試驗，模擬航天器在軌運行的邊界條件，測量泄漏超聲波的聲壓隨距離的增加而衰減的規(guī)律，得到4種不同直徑漏孔的一階指數(shù)衰減擬合方程；針對擬合方程，開展了驗證試驗，驗證結(jié)果表明擬合效果好。本試驗完成了4種漏孔在同一方向上隨距離變化的泄漏檢測。而載人航天器艙內(nèi)的漏孔更復(fù)雜，不一定是規(guī)整的孔狀。超聲聲壓隨測量方位變化的規(guī)律尤其是復(fù)雜漏孔的超聲檢測將作為下一步重點研究內(nèi)容，以指導(dǎo)載人航天器泄漏超聲在軌檢測。

作者：李唯丹閆榮鑫孫偉綦磊單位：北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室