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第 38 卷 第 3 期 魏志勇等： 小孔喷注消声器在宇航设备上的应用 379

要求。本设计通过限制孔间距条件，降低小孔设计
0 引言 直径，满足了设计要求，并通过实验测试的方法验证

了消声器对喷注噪声的控制效果。同时，对喷口楔
宇航设备中的供氧排气系统非常重要，在其排
形结构对喷注噪声的影响造成的理论计算误差进
气过程中，高压氧气和空气通过较小的喷口排出。
行了分析。
在有限的空间中达到足够的供氧排气要求，此时气
体的压力和气流速度都很高，致使其喷口处产生很
1 喷注噪声
高的流噪声。
流噪声是典型的空气动力性噪声，由运动着的 1.1 单孔喷注
流体介质与固体边界之间的相互作用以及流体介 根据Lighthill [1] 导出的湍流喷注噪声的声功率
质内部的湍流作用所引起。流噪声的产生机理主要 公式，喷注噪声声功率和喷注流速度八次方成正比，
是固体壁面和流体介质之间的相对运动以及流体 和环境中的声速的五次方成反比，称之为速度八次
介质自身的不规则湍流运动所激发的介质内部的 方定律：
应力及压力扰动的传递。基于流噪声问题的复杂性， ρ V D 2
2
8
W = K , (1)
即使各国专家学者进行了不懈的努力研究，依旧无 ρ 0 c 5 0
法确定各种流噪声计算方法的精确性，但这并没有 式 (1) 中，W 为喷注总声功率，W；K 为常数；ρ 为喷
3
阻挡对流噪声控制的研究 [1−9] ，研究成果也在不同 注介质密度，kg/m ；V 为喷注流速度，m/s；D 为喷
3
领域内有所应用 [10−12] 。 口孔径，m；ρ 0 为环境中的介质密度，kg/m ；c 0 为环
马大猷等 [2−4] 、李沛滋等 [5] 在 Lighthill [1] 流噪 境声速，m/s。
声理论基础上，提出了小孔喷注噪声理论，并针对小 马大猷等 [2−4] 和李沛滋等 [5] 以经典理论公式
孔喷注消声器进行了分析研究。小孔喷注消声器是 为基础，在此领域做出了重要贡献，推导出更为广义
以众多的小孔径喷口来代替原有的大截面喷口。与 的喷注噪声理论公式，以压力参量描述，将公式的适
其他消声装置相比，小孔喷注消声器的降噪技术的 用范围从亚声速拓展到了超声速：
特点是依靠小孔的移频作用。喷注噪声的主要能量 (P 1 − P 0 ) d 2 (R − 1) d 2
4
4
W = K P = K P , (2)
随喷口直径的减少而向高频端移动，随着喷口直径 (P 1 − 0.5P 0 ) P 2 (R − 0.5) 2
2
0
的减少，管内流噪声能量由低频向高频转移，进而使 式 (2) 中，K P 为常数，P 1 为声源驻点压力，P 0 为环
低频噪声得到控制，高频噪声有所提高；随着喷口的 境压力，R = P 1 /P 0 为驻压比。
继续减小，当喷口直径小到一定值时，小孔喷注噪声 归一化声功率谱，归纳得出垂直喷口距离 1 m
的声能量将会移到人耳不敏感的高频范围。值得注 处的A声级公式：
意的是，高频声波在空气中的传播衰减远大于中低 d (R − 1) 2 M 0
频声波，因此，在保证小孔通流面积前提下，可以实 L A = 80 + 20 lg + 20 lg + 20 lg
d 0 R − 0.5 M
现对流噪声的有效控制。 [ 2 ( x A )]
+ 10 lg tan −1 x A − , (3)
之后，大量的研究采用数值仿真方法分析喷注 π 1 + x 2 A
噪声 [6−9] ，与以往的理论分析方法相互验证，但在 式 (3) 中，d 为喷口直径，mm；d 0 为 1 mm，M 0
实际的应用中，理论方法仍比数值仿真方法应用 和 M 分别是空气和喷注气体的分子量，阻塞时
广泛。 x A = 0.165d/d 0 。
本文以喷注噪声理论为基础，参考马大猷等提 式 (3) 仅适用于湍流噪声，对于驻压在一定范
出的小孔喷注消声器设计方法，为宇航设备供氧排 围附加的冲击噪声不适用，根据文献[3]对不同驻压
气系统的喷口设计小孔喷注消声器。由于宇航设备 比下的实验研究发现，在一定的驻压比范围内，冲击
供氧排气系统对通流面积、几何尺寸、质量等条件 噪声显著影响整个喷注噪声，且冲击噪声较不稳定，
具有严格的限制，设计只能在固定的范围内进行，难 容易受喷口情况的影响，最终，不同驻压比范围下的
以同时满足小孔直径、数量及小孔间距的理论设计 空气喷注噪声公式为