低压舱舱体为一个密闭空间，舱体分为主舱和副舱，分别连接一根进气管和一根排气管，进气管通往外面，为舱内提供新鲜空气，保证舱内工作人员安全；抽气管和真空泵相连，通过变频器调节抽气速度，当抽气量高于进气量时，舱内压力降低，当抽气量和进气量达到平衡时，舱内压力达到平衡，如图1所示。利用fluent^[9]模拟低压舱降压过程，设计正交实验^[10]，研究压力以及新风量对舱内噪声的影响，通过使用合适的正交表，可以针对这两个因素选取合适的水平进行排列组合，得出多次实验的方案，从而得到不同因素在不同水平下组合对应的噪声水平，确定影响低压舱舱内噪声的主要因素。

当低压舱在模拟海拔上升过程中高度低于10000 m时^[1]，根据公式：

式中：H为模拟海拔高度；p为压力。

计算出当高度分别为2500 m、4500 m、6500 m时对应压力为别74.7 kPa、57.7 kPa、44.2 kPa，分别取压力为74.7 kPa、57.7 kPa、44.2 kPa作为三个水平，新风量分别取60 kg/h、90 kg/h、120 kg/h作为三个水平，确定9组实验方案如表1所示。

根据低压舱实物建立1：1三维模型，长5 m，宽2.6 m，高2.8 m，舱内有试验台以及饲养柜，实物以及建立的三维模型如图，实验台尺寸为1.5 m×0.75 m×0.8 m，饲养柜尺寸为3 m×0.75 m×1.8 m。舱的进气口以及排气口简化为直径为0.3 m的圆，分别分布在舱的左上角以及右下角，舱内试验台、饲养柜以及其简化模型如图2和图3所示。

对该模型采用混合式网格划分方法并进行细致的网格处理，网格总数为588096个，最大网格尺寸为41 mm；针对进气口和排气口，对其进行网格加密处理，加密网格最大尺寸为6 mm；对流体和固体交界处设置边界层，最外层尺寸为1 mm。网格划分结果和精细化处理如图4所示，可以在保证网格质量的同时，同时提高计算效率，为后续的模拟和分析提供可靠的基础。

根据表2中的数据，可以看出随着网格数量的增加，数值模拟结果也一直在持续变化，但当网格数量增加到588096个时，数值模拟结果的变化趋势相对缓和，增加更多的网格对计算结果影响较小，因此，综合考虑后，在该模拟中选择588096个网格数量进行计算，网格计算结果如表2。

根据流体连续性方程对时间微分和动量方程求散度间的变换，再做合并运算可得到莱特希尔^[11]方程，具体如式（2）所示：

等式左边第一项表示密度扰动随时间的二阶偏导数；$ {\rho } '$为密度扰动；t为时间；c₀为声波在介质中的传播速度；$ {\nabla} ^{2}{\rho } ' $为密度扰动的拉普拉斯算子；等式右边表示应力张量的二阶横向导数；T_ij为应力张量；yi为空间坐标。由于该方程无法完全解释固体边界发生问题，柯尔、福茨威廉与霍金斯等在Lighthill方程的基础上进行修正，最终得到Ffowcs Williams-Hawkings方程，具体如式（3）所示：

式中$ {\rho }_{0} $为密度的平均值；$ f $为速度随坐标变化的函数。在FW-H方程中，等式右边三项依次为四级子声源、偶极子声源、单级子声源，四级子声源只存在于运动固体表面，而在低压舱内进入气体以及排气时，舱内表面可视为刚性，体积脉动量几乎为零，所以单极子声源项积分可忽略不计，该方程右边第一项和第三项为零，则适合低压舱流场模拟的FW-H方程为，具体如式（4）所示：

该方程描述了在低压舱内表面气流和壁面互作用形成的声源类型为偶极子声源。当流体作用于物体表面时（此处以圆柱为例）产生的压力变化形成偶极子声源如图5所示，偶极子声源所辐射的声功率与气体流速的六次方成正比，关系式如（5）所示：

式中S为气流横截面积；U为平均流速；C为声速；M为马赫数。

计算模型为Standard k-ε model，除进气口和出气口处都为无滑移壁面边界，进气口质量流量分别为60 kg/h、90 kg/h、120 kg/h，出气口质量流量分别为66 kg/h、99 kg/h、132 kg/h，按照表1中9组实验方案进行模拟计算，当舱内压力降到目标压力时结束模拟。取平面Z = 1.2 m处，舱内噪声分布平面云图如图6-图8所示，舱内噪声主要集中在进气口及出气口处，说明进气口和出气口是低压舱内噪声主要产生的位置，在新风量小时，舱内噪声满足要求，但当新风量达到120 kg/h时，舱内声压级高达73.7 dB。因此，在低压舱的设计和运行过程中，需要关注进气口和出气口的结构设计和优化，以降低噪声产生的程度；同时，也需要考虑进出气口的位置和数量是否适当，是否需要采取一些降噪措施。

实验方案4−9结果云图省略，实验结果如表3所示，对以上正交实验结果分析，方差分析如表4所示。

图9为低压舱进气口处速度矢量截面图，由于速度梯度、不匀流、湍流等原因使边界层不稳定，从而产生涡流^[12]，其中流体的速度和压力的变化，形成复杂的涡旋结构（如图中虚线框中所示），由于分离和聚焦现象的存在，气体会受到较大的扰动，这些涡旋会引起气体的压力变化、震荡以及涡旋之间的相互作用，最终形成气动噪声^[13]。此外，涡流会对低压舱内部结构和表面产生较大的冲击力和摩擦力，也会引起振动和辐射噪声。

针对涡流现象和舱内噪声分布问题，可以采取一系列措施进行改善。例如，在流场设计中合理设计进气口和出气口的形状和方向，避免形成强烈的旋转气流，同时，在气体进出口处设置流速限制措施，限制气体流速过大，进一步减少涡流的出现。

采用基于LABVIEW的噪声采集系统采集舱内噪声，该系统包括数据采集模块、数据处理模块、数据储存模块。由传声器、前置放大器、USB-6008数据采集卡、AW6012恒流电源以及PC端组成，当声波作用到传声器上产生压变信号，压变信号经前置放大器放大由BNC输出端输出，在送入USB-6008数据采集卡，传入的模拟电压信号经 A/D 数模转换成数字信号，通过USB接口传入PC端软件中。

根据正交试验表使用该噪声采集系统对低压舱舱内噪声进行采集，为避免气流直接吹入传声器对实验造成误差，所以将其背对进风口，如图10所示。

在测得舱在降压过程中噪声数据后，利用等效连续A计权噪声级来衡量舱内噪声大小。一般来说，等效连续A计权噪声级值越小，舱内噪声水平就越低，舱内环境也就越安静。在实际测量中，先将噪声信号转换为A计权声压级，再对A计权声压级进行等效连续化处理，得出等效连续A计权噪声级^[14]。通过测量得到的等效连续A计权噪声级指标，可以对舱内噪声进行定量评估，从而为舱内噪声控制提供科学依据。等效连续A计权噪声级计算公式如下：

式中：T为一个时间段；L_PA（t）为t时刻的A计权声压级。

通过上述计算，可以将测得的舱内噪声数据转化为等效连续A计权噪声级，从而对噪声进行定量评估和控制。具体来说，等效连续A计权噪声级的计算方法是将原始噪声信号经过A加权和时间平均处理后得到的噪声级别，其中，A加权的作用是考虑人耳对不同频率声音的敏感度，并将高频声音的能量降低，以更好地反映实际的听觉响应，时间平均则是为了平滑噪声数据，使得噪声级别更具参考性。

取T为60 s，原始A计权声压级如图11-图13所示。

实验方案4−9结果图省略，通过上述实验结果算出等效连续A计权噪声级如表5。

根据实验结果得出正交实验方差分析如表6所示。

将测试结果和仿真结果比较，如图14，图中黑色线条为实验测试结果，红色线条为仿真结果。实验结果和仿真结果总体趋于一致，最大误差为2.68 dB，出现在第一组实验中，误差可能是该噪声为中低频噪声，由于该采集设备存在于低频噪声环境噪声中会造成基线偏移现象^[15]，使测量结果产生误差。

用该设备测得舱内噪声频谱如图15所示，幅值较高的频率范围为20 Hz～500 Hz，证明了低压舱内气动噪声主要为中低频噪声，中低频噪声对人耳的危害比高频噪声更明显，长时间处于高强度的中低频噪声环境中会导致听力下降或者听力损失，还会导致注意力低下，影响心血管及内分泌系统。

通过对以上基于测试结果以及方差分析，压力对应p值为0.081062，压力对舱内噪声影响较小；新风量对应的p值为0.001866，新风量对于舱内噪声影响较为显著，图16、17从上至下依次为：新风量分别60 kg/h、90 kg/h 、120 kg/h 时不同压力下实验结果和仿真结果噪声等级；压力分别为74.7 kPa、57.7 kPa、44.2 kPa 时不同新风量下实验结果和仿真结果声压等级。

舱内噪声主要为中低频噪声，中低频噪声对人的危害高于高频噪声^[16]，优化舱内噪声环境可从以下方面考虑：通过优化进气口和出气口几何形状、尺寸和位置等参数，使其达到较优的设计效果，减少气动噪声产生；在进气口和出气口处增设隔音材料、加消音器等措施，减少噪声传播；通过优化舱内空气流动的方向和速度，或增设流场调节器，使气流分布均匀，减少涡流产生，进而控制舱内噪声水平。

设计了基于LABVIEW的噪声数据采集系统，用该系统对低压舱舱内噪声采集分析，通过fluent模拟低压舱降压过程，得出以下结论：

（1）影响低压舱内噪声的主要因素为新风量，为使在换气时舱内噪声不超过60 dB，在压力为74.7 kPa时，新风量应小于82.5 kg/h；在压力为57.7 kPa时，新风量应小于98.6 kg/h；在压力为47.7 kPa时，新风量应小于101.4 kg/h。

（2）通过实验分析，低压舱舱内噪声幅值较高频率范围为20 Hz～500 Hz，主要为中低频噪声。

（3）噪声主要集中在低压舱进气口及出气口处，并伴随涡流出现，控制涡流产生有助于降低舱内噪声，优化舱内环境。