基于阻尼辨識(shí)的雙層厚壁結(jié)構(gòu)聲振環(huán)境預(yù)示研究

趙長(zhǎng)見， 李炳蔚， 張志勇， 牛智玲， 劉 博

(1. 航天科學(xué)與工程學(xué)院 國(guó)防科技大學(xué)， 長(zhǎng)沙 410073； 2. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院， 北京 100076)

基于阻尼辨識(shí)的雙層厚壁結(jié)構(gòu)聲振環(huán)境預(yù)示研究

趙長(zhǎng)見1,2， 李炳蔚2， 張志勇2， 牛智玲2， 劉 博2

(1. 航天科學(xué)與工程學(xué)院 國(guó)防科技大學(xué)， 長(zhǎng)沙 410073； 2. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院， 北京 100076)

高超聲速飛行器主要艙段一般為雙層厚壁結(jié)構(gòu),以滿足防熱和載荷需求。為了精確預(yù)示高超聲速飛行器艙段結(jié)構(gòu)的聲振響應(yīng)，開展了基于阻尼辨識(shí)的雙層厚壁結(jié)構(gòu)聲振環(huán)境預(yù)示研究，提出了一種基于聲振試驗(yàn)的阻尼損耗因子辨識(shí)方法，給出了基于阻尼辨識(shí)數(shù)據(jù)庫的聲振環(huán)境預(yù)示流程。以某超高聲速飛行器雙層厚壁艙段為研究對(duì)象，對(duì)結(jié)構(gòu)聲振耦合環(huán)境進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)能量分析，開展了聲振試驗(yàn)和基于試驗(yàn)的阻尼辨識(shí)，得到了與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好的聲振環(huán)境預(yù)示結(jié)果。提出的雙層厚壁結(jié)構(gòu)阻尼辨識(shí)方法和聲振環(huán)境預(yù)示方法對(duì)于飛行器結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)環(huán)境精確預(yù)示具有重要意義，可以廣泛應(yīng)用于航天、航空、船舶和汽車等領(lǐng)域。

阻尼辨識(shí)； 雙層厚壁結(jié)構(gòu)； 聲振環(huán)境； 環(huán)境預(yù)示

高超聲速飛行器在飛行過程中經(jīng)歷嚴(yán)酷的聲振力學(xué)環(huán)境，彈上設(shè)備在高量級(jí)聲振環(huán)境下容易發(fā)生功能失效[1]。隨著現(xiàn)代航天技術(shù)的進(jìn)步，高超聲速飛行器向著復(fù)雜氣動(dòng)外形、高馬赫數(shù)飛行的方向發(fā)展，飛行器力學(xué)環(huán)境日趨嚴(yán)酷，力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性問題更為重要。NASA在20世紀(jì)70年代統(tǒng)計(jì)了之前航天發(fā)射歷次失事的原因，其中由力學(xué)環(huán)境導(dǎo)致的失利居首位。為了避免高超聲速飛行器設(shè)備或結(jié)構(gòu)在飛行力學(xué)環(huán)境條件下失效，需要在飛行器設(shè)計(jì)初期準(zhǔn)確地預(yù)示飛行噪聲、振動(dòng)環(huán)境，在此基礎(chǔ)上制定合理的環(huán)境條件，并通過地面試驗(yàn)暴露問題并改進(jìn)，以提高飛行可靠性和環(huán)境適應(yīng)性。因此，飛行聲振力學(xué)環(huán)境預(yù)示是高超聲速飛行器總體設(shè)計(jì)、地面試驗(yàn)的基礎(chǔ)，是高超聲速飛行器設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)。

目前對(duì)聲振耦合環(huán)境的預(yù)示方法可分為工程估算、試驗(yàn)方法和數(shù)值方法三大類。工程估算方法是目前航天工程普遍采用的方法，主要是基于相似型號(hào)的聲振響應(yīng)的遙測(cè)、地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過對(duì)動(dòng)壓、壁厚等參數(shù)的外推得到當(dāng)前飛行器聲振響應(yīng)，該方法優(yōu)點(diǎn)是方便快捷，無需額外的計(jì)算、試驗(yàn)資源，但是精度較差，而且不適用于結(jié)構(gòu)、飛行參數(shù)差異較大的飛行器。試驗(yàn)方法獲取聲振環(huán)境主要是通過地面脈動(dòng)壓力試驗(yàn)、系統(tǒng)級(jí)振動(dòng)試驗(yàn)和噪聲試驗(yàn)得到飛行聲振環(huán)境，該方法的優(yōu)點(diǎn)是預(yù)示結(jié)果精度高，缺點(diǎn)是試驗(yàn)周期長(zhǎng)、費(fèi)用高。數(shù)值方法主要是通過數(shù)值仿真對(duì)聲振耦合環(huán)境進(jìn)行分析和預(yù)示，優(yōu)點(diǎn)是精度較高，節(jié)省人力物力，缺點(diǎn)是目前還沒有統(tǒng)一的全頻段仿真方法，需要逐段分析，低頻預(yù)示精度較高的方法主要是有限元法、邊界元法，高頻預(yù)示精度較高的方法主要是能量有限元法、統(tǒng)計(jì)能量分析法，中頻預(yù)示精度較高的方法主要有區(qū)域分解技術(shù)(模態(tài)綜合法、自適應(yīng)子結(jié)構(gòu)法等)、有限元-統(tǒng)計(jì)能量分析混合等方法。

統(tǒng)計(jì)能量分析(Statistical Energy Analysis，SEA)法在1962年由Lyon和Maidanic提出，目前已經(jīng)是結(jié)構(gòu)高頻聲振耦合分析的主流方法，在汽車、航空、航天等行業(yè)得到了廣泛的應(yīng)用。統(tǒng)計(jì)能量分析在解決結(jié)構(gòu)高頻區(qū)的聲振耦合問題具有較好的結(jié)果，工程上主要用來進(jìn)行薄殼結(jié)構(gòu)的聲振耦合分析。曹茂國(guó)等[2-3]采用統(tǒng)計(jì)能量法對(duì)飛行器的艙段進(jìn)行了聲振耦合分析，得到了與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好的結(jié)果。張國(guó)軍等[4-5]采用統(tǒng)計(jì)能量法對(duì)X-43A進(jìn)行了振動(dòng)響應(yīng)分析，結(jié)果表明艙段結(jié)構(gòu)阻尼、厚度和子結(jié)構(gòu)劃分等因素對(duì)結(jié)果的影響較大。Nickolas等[6-9]采用統(tǒng)計(jì)能量法對(duì)運(yùn)載火箭的薄殼艙段結(jié)構(gòu)進(jìn)行了高頻聲振環(huán)境的數(shù)值模擬研究。馬道遠(yuǎn)等[10-12]基于統(tǒng)計(jì)能量分析研究了高超聲速飛行器聲振環(huán)境預(yù)示問題，獲得了結(jié)構(gòu)內(nèi)聲場(chǎng)和結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)。

隨著高超聲速飛行器的發(fā)展，飛行力、熱環(huán)境惡劣。為了滿足防熱、載荷要求，高超聲速飛行器主要艙段一般采取雙層厚壁結(jié)構(gòu)，這給聲振耦合分析提出了更高的要求。與研究較多的單層薄壁結(jié)構(gòu)相比，雙層厚壁結(jié)構(gòu)除了結(jié)構(gòu)較復(fù)雜以外，還具有相對(duì)較低的模態(tài)密度和更為復(fù)雜的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)行為，這給統(tǒng)計(jì)能量建模及分析帶來較大難度。為了研究統(tǒng)計(jì)能量法對(duì)雙層厚壁結(jié)構(gòu)的適用性，本文采用基于阻尼辨識(shí)的統(tǒng)計(jì)能量法對(duì)某高超聲速飛行器雙層厚壁艙的聲振環(huán)境進(jìn)行了分析，并與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，以期指導(dǎo)后續(xù)的聲振環(huán)境預(yù)示工作。

1 計(jì)算方法

1.1統(tǒng)計(jì)能量分析方法

統(tǒng)計(jì)能量分析的原理是首先將復(fù)雜結(jié)構(gòu)系統(tǒng)分解為N個(gè)簡(jiǎn)單子系統(tǒng)，每一個(gè)子系統(tǒng)代表一組模態(tài)，相鄰子系統(tǒng)之間存在能量流動(dòng)，每一個(gè)子系統(tǒng)都能夠通過內(nèi)部阻尼耗散能量，通過結(jié)構(gòu)耦合傳遞能量，應(yīng)用能量守恒原理可以得到每個(gè)子系統(tǒng)及整個(gè)系統(tǒng)的聲振響應(yīng)。不失一般性，假定已經(jīng)把一個(gè)復(fù)雜的耦合系統(tǒng)簡(jiǎn)化為若干個(gè)子系統(tǒng)，見圖1。定義第i個(gè)子系統(tǒng)的輸入功率為Pi,in，耗散功率為Pi,dis，第i個(gè)子系統(tǒng)輸入到第j個(gè)子系統(tǒng)的功率為Pi,j。

圖1 統(tǒng)計(jì)能量分析子結(jié)構(gòu)

對(duì)于第i個(gè)子系統(tǒng)，損耗功率為

Pi,dis(ω)=ωηiEi(ω)

(1)

式中：ω為頻率(一般取1/3倍頻程頻率)，Pi,dis、ηi、Ei分別為第i個(gè)子系統(tǒng)在帶寬內(nèi)所有振型的平均功耗功率、內(nèi)損耗因子和能量。

結(jié)構(gòu)子系統(tǒng)i的內(nèi)損耗因子可以表示為

ηi=ηis+ηir+ηib

(2)

式中，ηis、ηir、ηib分別為結(jié)構(gòu)阻尼損耗因子、結(jié)構(gòu)聲輻射損耗因子和邊界連接阻尼損耗因子。假定系統(tǒng)間能量功率流為保守耦合，那么從第i個(gè)子系統(tǒng)到第j個(gè)子系統(tǒng)的單向功率流為

(3)

式中，ηij為從第i個(gè)子系統(tǒng)到第j個(gè)子系統(tǒng)的耦合損耗因子。類似的從第j個(gè)子系統(tǒng)到第i個(gè)子系統(tǒng)的單向功率流為

(4)

式中，ηji為從第j個(gè)子系統(tǒng)到第i個(gè)子系統(tǒng)的耦合損耗因子。那么從第i個(gè)子系統(tǒng)到第j個(gè)子系統(tǒng)的凈功率流為

(5)

對(duì)于沒有能量輸入、輸出損耗的保守系統(tǒng)，功率流是互逆的

Pij=-Pji

(6)

根據(jù)保守系統(tǒng)的互易原理

niηij=njηji

(7)

式中，ni、nj為子系統(tǒng)的模態(tài)密度。對(duì)于第i個(gè)子系統(tǒng)有如下功率流平衡關(guān)系

(8)

(9)

式中，定義ηi=ηii，并且i=1,2,…,N。式(9)是統(tǒng)計(jì)能量分析的基本關(guān)系式，重寫上式有

(10)

寫成矩陣形式為

(11)

式中:E為能量向量;Pin為功率流向量;L為保守弱耦合系統(tǒng)的損耗因子矩陣，其元素為

(12)

將式(7)代入式(11)，得到

(13)

式中

(14)

可見統(tǒng)計(jì)能量法的基本變量為子系統(tǒng)的能量，激勵(lì)為子系統(tǒng)的輸入功率流，本構(gòu)矩陣為子系統(tǒng)的內(nèi)損耗因子和耦合損耗因子。因此，在進(jìn)行統(tǒng)計(jì)能量分析時(shí)，采用準(zhǔn)確的損耗因子非常重要。

1.2阻尼損耗因子辨識(shí)方法及聲振耦合分析

在進(jìn)行聲振耦合分析時(shí)，阻尼損耗因子是一個(gè)關(guān)鍵因素。通常采用兩種方法定義阻尼損耗因子，即恒定阻尼損耗因子和遞減的阻尼損耗因子。其中恒定阻尼損耗因子為全頻段選取恒定值，如20～10 000 Hz頻域均取1%。遞減的阻尼損耗因子S可以采用如下形式

(15)

式中:f為頻率;A～F為模型參數(shù)?？梢酝ㄟ^調(diào)整式(15)中的參數(shù)A～F來調(diào)整損耗因子隨頻率的變化曲線。然而，實(shí)際工程應(yīng)用中，除了極個(gè)別簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)外，阻尼損耗因子都是很難準(zhǔn)確測(cè)量的，這也使統(tǒng)計(jì)能量法的應(yīng)用受到一定的限制?；诖耍疚奶岢隽嘶趦?nèi)外聲場(chǎng)傳遞的阻尼損耗因子辨識(shí)方法，即根據(jù)內(nèi)外聲場(chǎng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)實(shí)測(cè)值，通過計(jì)算和迭代辨識(shí)結(jié)構(gòu)的阻尼損耗因子。定義試驗(yàn)實(shí)測(cè)聲壓譜為SPLe(ω)，阻尼損耗因子為ηi(ω)，聲振耦合分析得到的聲壓譜為SPLi(ω)，那么阻尼損耗因子的迭代格式為

ηi+1(ω)=ηi(ω)×10(SPLi-SPLe)/20

(16)

迭代若干步以后ηi(ω)數(shù)值收斂，得到最終的阻尼損耗因子的辨識(shí)結(jié)果。該方法一方面可以得到與試驗(yàn)吻合較好的內(nèi)聲場(chǎng)數(shù)據(jù)，另一方面可以得到基于試驗(yàn)的阻尼損耗因子數(shù)據(jù)，為后續(xù)仿真積累模型修正的經(jīng)驗(yàn)。聲振分析的流程圖見圖2。

圖2 聲振分析流程圖

2 問題描述

為了驗(yàn)證本文的基于阻尼損耗因子辨識(shí)的聲振耦合分析方法，對(duì)某高超聲速飛行器的典型艙段開展了聲振實(shí)驗(yàn)。該艙段由錐段、柱段和內(nèi)部的發(fā)動(dòng)機(jī)組成。把艙段置于混響聲場(chǎng)內(nèi)，在上下框各有一個(gè)30 mm厚的木板通過螺釘固定在端框上，木板和對(duì)接框之間的縫隙通過壓實(shí)的海綿填充，整個(gè)試驗(yàn)件豎直放置在100 mm厚的海綿上，模擬飛行中的力學(xué)和聲邊界條件，試驗(yàn)邊界示意見圖3。試驗(yàn)獲取了艙段內(nèi)外聲場(chǎng)和殼體振動(dòng)的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，本文結(jié)合試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了數(shù)值仿真。其中，錐段由防熱復(fù)合材料和鋁合金殼體組成，柱段由防熱涂層和鋁合金殼體組成，高空發(fā)動(dòng)機(jī)通過單裙連接安裝于艙段內(nèi)部，外殼為纏繞復(fù)合材料，內(nèi)部裝有實(shí)心固體推進(jìn)劑。

圖3 實(shí)驗(yàn)邊界條件

3 統(tǒng)計(jì)能量分析數(shù)值模型

本文采用商業(yè)軟件VA-ONE進(jìn)行統(tǒng)計(jì)能量分析。為了更高效地模擬艙段在混響聲場(chǎng)的聲振耦合分析，本文對(duì)艙段的實(shí)體模型進(jìn)行了簡(jiǎn)化，將研究對(duì)象等效為艙壁及蓋板系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)和聲腔系統(tǒng)等，共計(jì)25個(gè)子系統(tǒng)，如圖4所示。模型中艙壁及蓋板系統(tǒng)由錐段殼體、柱段殼體、環(huán)筋上堵蓋、下堵蓋組成；發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)由上下橢圓殼體、發(fā)動(dòng)機(jī)圓錐殼、噴管圓錐殼和下堵蓋(用于模擬裝藥對(duì)聲場(chǎng)的屏蔽效果)構(gòu)成；聲腔系統(tǒng)被環(huán)筋和發(fā)動(dòng)機(jī)分為上空腔和下空腔。

(a) SEA總模型

(b) 艙壁及蓋板系統(tǒng)

(c) 發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)

(d) 聲腔系統(tǒng)

由于不同的殼體材料不同，并且艙段殼體為雙層復(fù)合結(jié)構(gòu)，因此分別對(duì)錐段、柱段和上下堵蓋物理屬性(包括材料、力學(xué)性能、厚度等)進(jìn)行了定義，各子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)主要物理模型參數(shù)見表1。在對(duì)殼體進(jìn)行統(tǒng)計(jì)能量建模時(shí)，采用的是雙層殼體統(tǒng)計(jì)能量模型。對(duì)于聲腔子系統(tǒng)填充空氣，聲速為343 m/s，密度為1.21 kg/m3。

表1 各子系統(tǒng)主要物理模型參數(shù)

因?yàn)榕摱畏胖迷诤＞d墊上，處于混響聲場(chǎng)中，所以主要受外噪聲場(chǎng)的聲激勵(lì)，對(duì)外殼體施加擴(kuò)散聲場(chǎng)，噪聲譜采用試驗(yàn)實(shí)測(cè)的艙外聲場(chǎng)噪聲譜，并且在艙壁周圍施加了半無限流場(chǎng)模擬外界聲邊界，加載示意圖見圖5。

4 仿真結(jié)果及討論

4.1阻尼辨識(shí)結(jié)果

采用式(16)和圖2中的阻尼辨識(shí)方法對(duì)艙段的內(nèi)損耗因子進(jìn)行阻尼識(shí)別，得到的艙段內(nèi)損耗因子曲線見圖6。對(duì)于該艙段采用VA-ONE內(nèi)置的全波理論方法進(jìn)行計(jì)算得到耦合損耗因子。

圖5 載荷邊界條件

圖6 基于阻尼辨識(shí)的內(nèi)損耗因子

4.2噪聲響應(yīng)預(yù)示結(jié)果

采用基于聲傳遞辨識(shí)的阻尼損耗因子(圖6)，通過VA-ONE進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)能量分析，內(nèi)噪聲仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比見圖7?？梢?，噪聲仿真結(jié)果與試驗(yàn)值在全頻段均吻合較好，表明基于試驗(yàn)的阻尼損耗因子辨識(shí)方法是可行的。

圖7 內(nèi)噪聲仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)的對(duì)比

由于阻尼損耗因子的測(cè)量需要進(jìn)行專門的聲振試驗(yàn)進(jìn)行，并且測(cè)量的準(zhǔn)確度很難保證，限制了統(tǒng)計(jì)能量法在工程的應(yīng)用。針對(duì)該問題，本文提出了基于聲振試驗(yàn)的阻尼辨識(shí)方法，得到了與試驗(yàn)基本一致的結(jié)果，可以推廣應(yīng)用到不同飛行器的聲振環(huán)境預(yù)示工作中(圖8)，具體實(shí)現(xiàn)的技術(shù)途徑如下：

1) 積累聲振試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)歷次聲振試驗(yàn)進(jìn)行聲振耦合分析，并用本文方法進(jìn)行阻尼辨識(shí)，最終建立典型結(jié)構(gòu)及連接的阻尼損耗因子(支架、錐段、柱段等)數(shù)據(jù)庫；

2) 當(dāng)需要對(duì)一個(gè)新結(jié)構(gòu)的聲振環(huán)境進(jìn)行預(yù)示時(shí)，首先進(jìn)行結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化，劃分子結(jié)構(gòu)，然后參考數(shù)據(jù)庫獲取阻尼損耗因子，進(jìn)行聲振耦合分析，最終得到結(jié)構(gòu)的聲振響應(yīng)預(yù)示結(jié)果。

圖8 基于阻尼辨識(shí)數(shù)據(jù)庫的聲振環(huán)境預(yù)示流程圖

4.3振動(dòng)響應(yīng)預(yù)示結(jié)果

艙段錐段和柱段的振動(dòng)預(yù)示量級(jí)與試驗(yàn)值對(duì)比見表2，可見振動(dòng)預(yù)示量級(jí)與試驗(yàn)值吻合較好，柱段振動(dòng)響應(yīng)量級(jí)高于錐段響應(yīng)量級(jí)，規(guī)律正常。

表2 振動(dòng)響應(yīng)量級(jí)預(yù)示結(jié)果與實(shí)驗(yàn)對(duì)比(Grms)

振動(dòng)功率譜密度曲線與試驗(yàn)實(shí)測(cè)曲線對(duì)比見圖9，可見，雖然由于統(tǒng)計(jì)能量法不能捕捉到所有的高頻諧振峰，但是預(yù)示的振動(dòng)響應(yīng)功率譜密度曲線與試驗(yàn)實(shí)測(cè)曲線的趨勢(shì)吻合地很好。

一般認(rèn)為1/3倍頻程一個(gè)帶寬內(nèi)的模態(tài)數(shù)n<1為低頻問題，15為高頻問題，而統(tǒng)計(jì)能量法可以很好地解決高頻問題，對(duì)中低頻問題的預(yù)示結(jié)果較差。單位帶寬的模態(tài)數(shù)與子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式相關(guān)，不同的結(jié)構(gòu)具有不同的模態(tài)數(shù)n，也對(duì)應(yīng)不同的“高頻”頻段。圖10給出了艙段錐段、柱段單位帶寬的模態(tài)數(shù)，可見模態(tài)數(shù)n=5對(duì)應(yīng)的頻率約為300 Hz，因此可以認(rèn)為對(duì)于該問題而言，頻率大于300 Hz即可視為高頻。對(duì)于該問題而言，300 Hz以內(nèi)由于模態(tài)數(shù)較低，采用統(tǒng)計(jì)能量法得到的聲振分析結(jié)果僅供參考。

(a) 錐段預(yù)示結(jié)果

(b) 柱段預(yù)示結(jié)果

圖10 艙段結(jié)構(gòu)模態(tài)數(shù)

對(duì)于低頻問題可以采用有限元法或邊界元法進(jìn)行預(yù)示，可以得到更好的預(yù)示結(jié)果。值得注意的是，由于統(tǒng)計(jì)能量法把子結(jié)構(gòu)的能量作為基本變量，因此分析結(jié)果中一些高頻的特征峰并不是特別明顯，這一問題可以嘗試通過更精細(xì)化的子系統(tǒng)劃分，以及采用有限元、統(tǒng)計(jì)能量法的hybrid方法解決。

5 結(jié) 論

本文比較了聲振耦合分析的方法，總結(jié)了統(tǒng)計(jì)能量分析的原理和計(jì)算方法，提出了一種基于聲振試驗(yàn)的阻尼損耗因子辨識(shí)方法，采用統(tǒng)計(jì)能量法對(duì)某飛行器具有雙層厚壁結(jié)構(gòu)艙段的聲振耦合環(huán)境進(jìn)行了預(yù)示，得到如下分析結(jié)論：

(1) 統(tǒng)計(jì)能量法的高頻聲振環(huán)境預(yù)示精度高，本文基于阻尼辨識(shí)得到的噪聲、振動(dòng)環(huán)境與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好；

(2) 統(tǒng)計(jì)能量法適用于高頻段的分析，即子結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的單個(gè)1/3倍頻程帶寬模態(tài)數(shù)n>5的頻段，對(duì)于n<5的頻段建議采用有限元法或邊界元法進(jìn)行預(yù)示；

(3) 本文提出的基于試驗(yàn)數(shù)據(jù)的阻尼辨識(shí)方法是可行的，可用該方法對(duì)聲振試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行挖掘，總結(jié)典型結(jié)構(gòu)和連接的阻尼損耗因子，建立阻尼數(shù)據(jù)庫，為后續(xù)結(jié)構(gòu)聲振耦合分析奠定基礎(chǔ)。

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Acoustic-vibrationenvironmentpredictionofadouble-layeredthick-walledstructurebasedonthedampingidentification

ZHAOChangjian1,2,LIBingwei2,ZHANGZhiyong2,NIUZhiling2,LIUBo2

(1. Institute of aerospace Science and Engineering National University of Defense Technology, Changsha 410073, China； 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

The main cabins of hypersonic vehicles are usually designed as double-layered thick-walled structures in order to meet the requirement of heatproof and load bearing. The acoustic-vibration environment prediction of a double-layered thick-walled structure was investigated for the sake of obtaining the precise acoustic-vibration environment of the cabin. A method for identifying the damping loss factor was proposed based on the vibro-acoustic experiments, and the process of acoustic-vibration environment predication was given. The acoustic-vibration coupling environment of a hypersonic vehicle cabin, which is double-layered thick-walled, was studied using the statistical energy analysis method. The vibro-acoustic experiment was carried out, and the damping loss factor was identified based on the experimental data. The result shows that the prediction of the acoustic-vibration environment corresponds well with the experiment results. The method for structural damping loss factor identification and acoustic-vibration prediction of thick wall structures is significant for the precise environment prediction of hypersonic vehicles, and can be widely used in the areas of aviation, aerospace, ship, and automobile industry.

damping identification; double-layered thick-walled structure; acoustic-vibration environment; environment prediction

O327； V414

A

10.13465/j.cnki.jvs.2017.21.033

國(guó)防科工局技術(shù)基礎(chǔ)項(xiàng)目(JSZL2015203B002);中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院戰(zhàn)術(shù)武器事業(yè)部專業(yè)發(fā)展基金(ZYFZJJ-KT13-07)

2016-05-25 修改稿收到日期：2016-09-01

趙長(zhǎng)見 男，博士生，研究員，1976年12月生

李炳蔚 男，博士，高級(jí)工程師，1984年10月生