直升机舱内降噪技术研究_虞汉文
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3． 2 噪声控制方案评估 3． 2． 1 噪声环境影响因素
利用 SEA 模型分析不同振源对直升机舱内环
2012 年第 4 期
虞汉文，孙东红，李明强，等： 直升机舱内降噪技术研究
·41·
境的影响，计算结果表明： 传动平台振动对舱内噪声 环境影响最大，是整个振 动 激 励 的 主 源； 在 100Hz 以上的频 段，响 应 几 乎 都 来 自 于 传 动 平 台 的 激 励。 要有效控制舱内壁板的振动声辐射，就必须对传动 平台振动进行重点控制。
本文的研究侧重于降噪设计方法的可行性，降 噪效果和重量代价也是必须兼顾的两个主要方面。
本文噪声控制的目标如下： 在声学模拟试验室 中，直 11 型机前舱样机试验平台上，利用舱壁板隔 声、吸声处理等被动降噪方法和主动控制方法，使直 升机驾驶舱或客舱内的噪声总声压级比没有进行噪 声控制前（ 裸机） 降低 5dBA ～ 7dBA，被动降噪设计 附加的结构重量小于 30kg。 1． 3 噪声控制研究思路
降噪明显，而低频噪声降噪效果显著降低。 3． 3 确定具体控制措施
直升机内部低频噪声显著，而舱内敏感参数分 析结果表明： 各种被动降噪措施对低频噪声效果不 明显，而噪声主动控制技术对低频噪声效果显著，被 动控制和主动控制相结合可以达到明显降低直 11 型机舱内噪声的目的。
1） 被动降噪 结合已开展的测试与分析，舱内被动降噪还需 通过试验对 SEA 分析结果进行验证，在试验综合分 析基础上，进行综合优化设计。 2） 噪声主动控制 结合已开展的测试与分析，噪声主动控制系统 还需完成以下工作： ① 声场分析及系统优化设计： 直升机舱室低频 声场理论计算； 主动控制系统电声部分优化设计； 舱 室噪声主动控制仿真。 ②主动控制硬件系统研制： 主动控制系统电声 器件选型及优化； 直升机舱室噪声主动控制器设计； 主动控制器硬件电路研制； 主动控制器硬件调试及 测试。 ③主动控制软件编程： 多通道主动控制算法计 算机仿真； 基于 DSP 的多通道主动控制软件编程； 多通道主动控制软件调试及测试。 ④多通道主动控制实验研究： 消声室内直升机 噪声单通道主动控制实验； 消声室内直升机噪声多 通道主动控制实验。
系统之间的传递关系［2］。 直升机舱内噪声是一种宽频域噪声，本文依据
有限元、边界元和统计能量方法的基本理论，中低频 采用有限元、边界元相结合的 Sysnoise 软件进行分 析计算，中高 频 采 用 统 计 能 量 分 析 软 件 AutoSEA2 进行分析。噪声预计有限元模型可以根据直升机机 体实际结构建立，而 AutoSEA 模型必须根据统计能 量分析理论对机体结构进行模型简化和划分子结 构，阻尼损耗因子、模态密度等参数则采用理论计算 和试验相结合的办法得到。模型见图 4。
4 具体实施
图 6 声激励下玻璃结构阻尼不同时预报的舱内声压级
分析壁板加装双层吸声材料对舱内声压级的影 响，计算双层吸声材料不同厚度时的吸声降噪量，可 以发现其降噪效果与激励方式有关，特定厚度的吸 声材料在个别频段有很大的降噪效果，在优化设计 时，可以根据实际情况来降低结构个别频点的共振 现象，且并非吸声材料越厚，降噪量越大。
利用 SEA 模型分析影响直升机舱内噪声环境 的敏感参数。图 6 为声激励下玻璃结构阻尼不同时 预报的舱内声压级。从图 6 可以看出，不同阻尼取 值对驾驶舱声压级影响显著，阻尼值增大可降低舱 内噪声，从较小的结构阻尼（ 10 － 3 数量级） 变化到 较大（ 10 － 2 数量级） 时，降噪效果比较明显，降噪量 达到 4dB 左右。
～ 300Hz 低频噪声主要由旋翼、尾桨以及气动噪声 产生，其中各个尖峰对应旋翼或尾桨的通过频率和 各阶谐波； 300Hz ～ 4000Hz 中频噪声主要是由主减 速器产生，其中的各个尖峰对应主减齿轮的各阶啮 合频率； 5000Hz 以上高频成分主要以发动机噪声为 主。综合对比分析驾驶舱不同测点的噪声，靠近主 减舱测点处噪声最大，从驾驶舱后部依次向前，噪声 水平呈下降趋势。飞行状态相对地面开车状态，噪 声水平增高，特别是高频成份声压级增大明显。
Abstract Cabin noise level plays a key role to helicopter competition ． This paper included describing the cabin noise reduce process of a helicopter base on test dataum，the noise level reach A 6dBA debate in anechoic room by using both active control method and traditional passive method． Key words helicopter cabin noise； active control method； passive control method
·39·
主要用于直升机驾驶技术的基本培训，改装后可用 于侦查和通讯指挥，也可执行运输和救护任务，该直 升机旋翼由 3 片桨叶及星型柔性桨毂组成，尾桨为 跷跷板式，采用滑橇式起落架，正常起飞 2000kg，最 大起飞重量 2200kg。该型直升机驾驶舱结构、内饰 设计时未考虑噪声问题，飞行时噪声水平在 100dBA 以上。 1． 2 降噪目标
通过计算，进一步分析各部分结构的辐射噪声 对舱内噪声环境的贡献量，结果表明： 在中频段，驾 驶舱地板和舱门的振动辐射声压级响应大于其它结 构； 在高频段，对舱内声压级起主要作用的是驾驶舱 地板和后壁板的振动激励。因此，对驾驶舱周围结 构进行必要的减振降噪处理将有利于驾驶舱声压级 的降低。
声强测试结果表明舱内还存在少量的漏声情 况，其对舱内噪声环境影响很大。 3． 2． 2 敏感参数分析
总 第 173 期 2012年第 4 期
直升机技术 HELICOPTER TECHNIQUE
文章编号：1673-1220（ 2012） 04-038-07
wk.baidu.com
Total No． 173 No． 4 2012
直升机舱内降噪技术研究
虞汉文，孙东红，李明强，顾文标，许 宁
（ 中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001）
0 引言
随着人们对直升机认知程度的逐步提高，直升 机的乘坐舒适性受到了用户的高度关注，噪声问题 将可能成为影响民用直升机竞争力的一个重要因 素［1］。我国在 直 升 机 舱 内 噪 声 控 制 领 域 的 研 究 基 本上还处于空白，以往各型号直升机在舱内降噪方 面均没有 开 展 过 研 究 和 设 计，噪 声 水 平 普 遍 较 高。 随着民用直升机市场的开拓，迫切需要通过直升机 舱内降噪设计技术，有效降低噪声水平，提高乘坐舒 适性，从而提高市场竞争力。
2 舱内噪声特性测试及分析
利用噪声测量设备，对直 11 型机的舱内外噪声 水平进行测量。图 2 为直升机巡航高度 1000m，速 度 200km / h，1#测点 FFT 分析谱图，测试结果表明： 整个声压频谱是由宽带随机和窄带尖峰组成，20Hz
图 2 巡航高度 1000m，速度 200km / h，1#FFT 分析谱图
摘 要 舱内噪声问题是影响直升机竞争力的一个重要因素。以某直升机作为研究对象，将飞行噪声数据作
为输入，分别从噪声预计技术、噪声被动控制技术、噪声主动控制技术三个方面开展直升机降噪技术研究，并
根据理论分析和试验结果，实施了直升机舱内主动、被动综合降噪设计，以较小的重量代价，取得了试验室环
境 6dBA 综合降噪效果，达到了预期目标。
直升机内部噪声降低方法有两种： 一是尽可能 降低旋翼、减速器以及发动机等动部件产生的噪声 辐射，从噪声的源头进行控制，来降低噪声； 二是采 用被动、主动或半主动的方法，控制噪声在直升机结 构和空间的传播，实现隔声或消声，最终降低直升机 舱内的噪声水平。
本文主要研究第二种方法，其舱内噪声控制主 要步骤： 第一阶段主要是通过测试手段分析舱内主 要噪声源及其在舱内的传递路径； 其次结合测试结 果和 SEA 模型对影响直升机舱内噪声环境的主要 因素和敏感参数进行分析，在以上分析的基础上对 控制措施（ 包括主动、被动方法） 开展具体研究。具 体研究思路见图 1。
本文以某直升机作为研究对象，将飞行噪声数据 作为输入，分别从噪声预计建模技术、噪声被动控制 技术、噪声主动控制技术三个方面进行了研究，并根 据理论分析和试验结果，实施了直升机舱内主动、被 动综合降噪设计，以较小重量代价，取得了试验室环 境 6dBA 综合降噪效果，达到了预期目标。本文直升 机舱内降噪方法能为其它直升机降噪提供参考。
图 1 直升机舱内噪声控制研究思路
为掌握舱内噪声的分布和传播特性，借助声强 测试和声强分析理论，进行噪声源识别及其传播路 径分析，图 3 为顶板声强分布。测试结果表明： 顶板 是旋翼空气声透射的主要路径； 后壁板是发动机 /减 速器空气声和结构声的主要传递路径； 两侧舱门结 构由于缝隙较多，也是外部噪声尤其是空气声透入 舱室内的主要传递路径。
关键词 直升机； 舱内降噪； 主动控制； 被动控制； 统计能量法
中图分类号： TB53
文献标识码： A
Cabin Noise Control Process of a Helicopter
YU Hanwen，SUN Donghong，LI Mingqiang，GU Wenbiao，XU Ning
（ China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China）
直升机驾驶舱的噪声源自多方面，主要为旋翼 的气动噪声、发动机及其辅助系统噪声、传动系统特 别是减速器内齿轮啮合产生的噪声、滑油散热风扇 产生的噪声以及座舱内部环控系统产生的噪声等， 其噪声源较为复杂，并且不同噪声源频谱特性差异 较大，几乎覆盖 20Hz ～ 20000Hz 整个听阈范围，增 加了舱内噪声控制的难度。
图 4 建立连接的 AutoSEA 分析模型和有限元模型
以飞行中实测振动载荷、舱外声压数据作为激 励，利用有限元和统计能量法分别计算直 11 型直升 机低频噪声和高频噪声。图 5 为高频部分计算结果 与试验结果的对比，由图 5 可以看出，数值预报结果 与实验测试结果总体趋势相近。
图 5 三种声场综合激励下的舱内声压级和试验测试数据
利用 SEA 模型还分析了壁板厚度、壁板材料等 参数对舱内噪声环境的影响。
图 3 顶板声强分布
3 综合降噪方案设计
3． 1 预计模型建模 建立直升机舱内噪声预计分析模型，结合直升
机舱内外噪声测试结果，研究直升机舱内噪声水平 及其在空间的分布特点，掌握直升机各噪声源的传 播特性和影响舱内噪声环境的主要因素。实际工程 噪声预计，通常采用有限元计算结构振动，边界元计 算声场的方法来处理噪声辐射问题，但是随着计算 频率的提高，该方法的计算量将迅速增加，因此，该 方法主要适用于低频范围。统计能量分析方法是一 种适用于较宽频率范围的随机噪声分析方法。它从 统计的角度抽取被研究对象，以能量作为独立的动 力学变量，使用能量—功率流平衡方程研究各个子
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直升机技术
总第 173 期
由于直升机座舱壁板振动产生的噪声辐射也是 舱内噪声环境的重要组成部分，在噪声测试的同时， 进行振动环境的测试和分析，研究壁板振动对噪声 环境的影响（ 测试结果略） 。直升机舱内混响时间 测量主要为舱内吸声设计和 SEA 分 析 提 供 参 数。 为提高测试精度，舱内混响时间测试共分 3 次进行， 三次测量中测量点的位置不变，只是声源的位置发 生变化，取三次试验数据的平均值。
1 舱内降噪目标和降噪思路
1． 1 直 11 型直升机 直 11 型直升机为我国自行研制的通用直升机，
收稿日期：2012 － 09 － 10 作者简介：虞汉文（ 1979 － ） 男，江西上饶人，硕士，工程师，主要研究方向： 直升机结构动力学。
2012 年第 4 期
虞汉文，孙东红，李明强，等： 直升机舱内降噪技术研究
利用 SEA 模型分析不同振源对直升机舱内环
2012 年第 4 期
虞汉文，孙东红，李明强，等： 直升机舱内降噪技术研究
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境的影响，计算结果表明： 传动平台振动对舱内噪声 环境影响最大，是整个振 动 激 励 的 主 源； 在 100Hz 以上的频 段，响 应 几 乎 都 来 自 于 传 动 平 台 的 激 励。 要有效控制舱内壁板的振动声辐射，就必须对传动 平台振动进行重点控制。
本文的研究侧重于降噪设计方法的可行性，降 噪效果和重量代价也是必须兼顾的两个主要方面。
本文噪声控制的目标如下： 在声学模拟试验室 中，直 11 型机前舱样机试验平台上，利用舱壁板隔 声、吸声处理等被动降噪方法和主动控制方法，使直 升机驾驶舱或客舱内的噪声总声压级比没有进行噪 声控制前（ 裸机） 降低 5dBA ～ 7dBA，被动降噪设计 附加的结构重量小于 30kg。 1． 3 噪声控制研究思路
降噪明显，而低频噪声降噪效果显著降低。 3． 3 确定具体控制措施
直升机内部低频噪声显著，而舱内敏感参数分 析结果表明： 各种被动降噪措施对低频噪声效果不 明显，而噪声主动控制技术对低频噪声效果显著，被 动控制和主动控制相结合可以达到明显降低直 11 型机舱内噪声的目的。
1） 被动降噪 结合已开展的测试与分析，舱内被动降噪还需 通过试验对 SEA 分析结果进行验证，在试验综合分 析基础上，进行综合优化设计。 2） 噪声主动控制 结合已开展的测试与分析，噪声主动控制系统 还需完成以下工作： ① 声场分析及系统优化设计： 直升机舱室低频 声场理论计算； 主动控制系统电声部分优化设计； 舱 室噪声主动控制仿真。 ②主动控制硬件系统研制： 主动控制系统电声 器件选型及优化； 直升机舱室噪声主动控制器设计； 主动控制器硬件电路研制； 主动控制器硬件调试及 测试。 ③主动控制软件编程： 多通道主动控制算法计 算机仿真； 基于 DSP 的多通道主动控制软件编程； 多通道主动控制软件调试及测试。 ④多通道主动控制实验研究： 消声室内直升机 噪声单通道主动控制实验； 消声室内直升机噪声多 通道主动控制实验。
系统之间的传递关系［2］。 直升机舱内噪声是一种宽频域噪声，本文依据
有限元、边界元和统计能量方法的基本理论，中低频 采用有限元、边界元相结合的 Sysnoise 软件进行分 析计算，中高 频 采 用 统 计 能 量 分 析 软 件 AutoSEA2 进行分析。噪声预计有限元模型可以根据直升机机 体实际结构建立，而 AutoSEA 模型必须根据统计能 量分析理论对机体结构进行模型简化和划分子结 构，阻尼损耗因子、模态密度等参数则采用理论计算 和试验相结合的办法得到。模型见图 4。
4 具体实施
图 6 声激励下玻璃结构阻尼不同时预报的舱内声压级
分析壁板加装双层吸声材料对舱内声压级的影 响，计算双层吸声材料不同厚度时的吸声降噪量，可 以发现其降噪效果与激励方式有关，特定厚度的吸 声材料在个别频段有很大的降噪效果，在优化设计 时，可以根据实际情况来降低结构个别频点的共振 现象，且并非吸声材料越厚，降噪量越大。
利用 SEA 模型分析影响直升机舱内噪声环境 的敏感参数。图 6 为声激励下玻璃结构阻尼不同时 预报的舱内声压级。从图 6 可以看出，不同阻尼取 值对驾驶舱声压级影响显著，阻尼值增大可降低舱 内噪声，从较小的结构阻尼（ 10 － 3 数量级） 变化到 较大（ 10 － 2 数量级） 时，降噪效果比较明显，降噪量 达到 4dB 左右。
～ 300Hz 低频噪声主要由旋翼、尾桨以及气动噪声 产生，其中各个尖峰对应旋翼或尾桨的通过频率和 各阶谐波； 300Hz ～ 4000Hz 中频噪声主要是由主减 速器产生，其中的各个尖峰对应主减齿轮的各阶啮 合频率； 5000Hz 以上高频成分主要以发动机噪声为 主。综合对比分析驾驶舱不同测点的噪声，靠近主 减舱测点处噪声最大，从驾驶舱后部依次向前，噪声 水平呈下降趋势。飞行状态相对地面开车状态，噪 声水平增高，特别是高频成份声压级增大明显。
Abstract Cabin noise level plays a key role to helicopter competition ． This paper included describing the cabin noise reduce process of a helicopter base on test dataum，the noise level reach A 6dBA debate in anechoic room by using both active control method and traditional passive method． Key words helicopter cabin noise； active control method； passive control method
·39·
主要用于直升机驾驶技术的基本培训，改装后可用 于侦查和通讯指挥，也可执行运输和救护任务，该直 升机旋翼由 3 片桨叶及星型柔性桨毂组成，尾桨为 跷跷板式，采用滑橇式起落架，正常起飞 2000kg，最 大起飞重量 2200kg。该型直升机驾驶舱结构、内饰 设计时未考虑噪声问题，飞行时噪声水平在 100dBA 以上。 1． 2 降噪目标
通过计算，进一步分析各部分结构的辐射噪声 对舱内噪声环境的贡献量，结果表明： 在中频段，驾 驶舱地板和舱门的振动辐射声压级响应大于其它结 构； 在高频段，对舱内声压级起主要作用的是驾驶舱 地板和后壁板的振动激励。因此，对驾驶舱周围结 构进行必要的减振降噪处理将有利于驾驶舱声压级 的降低。
声强测试结果表明舱内还存在少量的漏声情 况，其对舱内噪声环境影响很大。 3． 2． 2 敏感参数分析
总 第 173 期 2012年第 4 期
直升机技术 HELICOPTER TECHNIQUE
文章编号：1673-1220（ 2012） 04-038-07
wk.baidu.com
Total No． 173 No． 4 2012
直升机舱内降噪技术研究
虞汉文，孙东红，李明强，顾文标，许 宁
（ 中国直升机设计研究所，江西 景德镇 333001）
0 引言
随着人们对直升机认知程度的逐步提高，直升 机的乘坐舒适性受到了用户的高度关注，噪声问题 将可能成为影响民用直升机竞争力的一个重要因 素［1］。我国在 直 升 机 舱 内 噪 声 控 制 领 域 的 研 究 基 本上还处于空白，以往各型号直升机在舱内降噪方 面均没有 开 展 过 研 究 和 设 计，噪 声 水 平 普 遍 较 高。 随着民用直升机市场的开拓，迫切需要通过直升机 舱内降噪设计技术，有效降低噪声水平，提高乘坐舒 适性，从而提高市场竞争力。
2 舱内噪声特性测试及分析
利用噪声测量设备，对直 11 型机的舱内外噪声 水平进行测量。图 2 为直升机巡航高度 1000m，速 度 200km / h，1#测点 FFT 分析谱图，测试结果表明： 整个声压频谱是由宽带随机和窄带尖峰组成，20Hz
图 2 巡航高度 1000m，速度 200km / h，1#FFT 分析谱图
摘 要 舱内噪声问题是影响直升机竞争力的一个重要因素。以某直升机作为研究对象，将飞行噪声数据作
为输入，分别从噪声预计技术、噪声被动控制技术、噪声主动控制技术三个方面开展直升机降噪技术研究，并
根据理论分析和试验结果，实施了直升机舱内主动、被动综合降噪设计，以较小的重量代价，取得了试验室环
境 6dBA 综合降噪效果，达到了预期目标。
直升机内部噪声降低方法有两种： 一是尽可能 降低旋翼、减速器以及发动机等动部件产生的噪声 辐射，从噪声的源头进行控制，来降低噪声； 二是采 用被动、主动或半主动的方法，控制噪声在直升机结 构和空间的传播，实现隔声或消声，最终降低直升机 舱内的噪声水平。
本文主要研究第二种方法，其舱内噪声控制主 要步骤： 第一阶段主要是通过测试手段分析舱内主 要噪声源及其在舱内的传递路径； 其次结合测试结 果和 SEA 模型对影响直升机舱内噪声环境的主要 因素和敏感参数进行分析，在以上分析的基础上对 控制措施（ 包括主动、被动方法） 开展具体研究。具 体研究思路见图 1。
本文以某直升机作为研究对象，将飞行噪声数据 作为输入，分别从噪声预计建模技术、噪声被动控制 技术、噪声主动控制技术三个方面进行了研究，并根 据理论分析和试验结果，实施了直升机舱内主动、被 动综合降噪设计，以较小重量代价，取得了试验室环 境 6dBA 综合降噪效果，达到了预期目标。本文直升 机舱内降噪方法能为其它直升机降噪提供参考。
图 1 直升机舱内噪声控制研究思路
为掌握舱内噪声的分布和传播特性，借助声强 测试和声强分析理论，进行噪声源识别及其传播路 径分析，图 3 为顶板声强分布。测试结果表明： 顶板 是旋翼空气声透射的主要路径； 后壁板是发动机 /减 速器空气声和结构声的主要传递路径； 两侧舱门结 构由于缝隙较多，也是外部噪声尤其是空气声透入 舱室内的主要传递路径。
关键词 直升机； 舱内降噪； 主动控制； 被动控制； 统计能量法
中图分类号： TB53
文献标识码： A
Cabin Noise Control Process of a Helicopter
YU Hanwen，SUN Donghong，LI Mingqiang，GU Wenbiao，XU Ning
（ China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China）
直升机驾驶舱的噪声源自多方面，主要为旋翼 的气动噪声、发动机及其辅助系统噪声、传动系统特 别是减速器内齿轮啮合产生的噪声、滑油散热风扇 产生的噪声以及座舱内部环控系统产生的噪声等， 其噪声源较为复杂，并且不同噪声源频谱特性差异 较大，几乎覆盖 20Hz ～ 20000Hz 整个听阈范围，增 加了舱内噪声控制的难度。
图 4 建立连接的 AutoSEA 分析模型和有限元模型
以飞行中实测振动载荷、舱外声压数据作为激 励，利用有限元和统计能量法分别计算直 11 型直升 机低频噪声和高频噪声。图 5 为高频部分计算结果 与试验结果的对比，由图 5 可以看出，数值预报结果 与实验测试结果总体趋势相近。
图 5 三种声场综合激励下的舱内声压级和试验测试数据
利用 SEA 模型还分析了壁板厚度、壁板材料等 参数对舱内噪声环境的影响。
图 3 顶板声强分布
3 综合降噪方案设计
3． 1 预计模型建模 建立直升机舱内噪声预计分析模型，结合直升
机舱内外噪声测试结果，研究直升机舱内噪声水平 及其在空间的分布特点，掌握直升机各噪声源的传 播特性和影响舱内噪声环境的主要因素。实际工程 噪声预计，通常采用有限元计算结构振动，边界元计 算声场的方法来处理噪声辐射问题，但是随着计算 频率的提高，该方法的计算量将迅速增加，因此，该 方法主要适用于低频范围。统计能量分析方法是一 种适用于较宽频率范围的随机噪声分析方法。它从 统计的角度抽取被研究对象，以能量作为独立的动 力学变量，使用能量—功率流平衡方程研究各个子
·40·
直升机技术
总第 173 期
由于直升机座舱壁板振动产生的噪声辐射也是 舱内噪声环境的重要组成部分，在噪声测试的同时， 进行振动环境的测试和分析，研究壁板振动对噪声 环境的影响（ 测试结果略） 。直升机舱内混响时间 测量主要为舱内吸声设计和 SEA 分 析 提 供 参 数。 为提高测试精度，舱内混响时间测试共分 3 次进行， 三次测量中测量点的位置不变，只是声源的位置发 生变化，取三次试验数据的平均值。
1 舱内降噪目标和降噪思路
1． 1 直 11 型直升机 直 11 型直升机为我国自行研制的通用直升机，
收稿日期：2012 － 09 － 10 作者简介：虞汉文（ 1979 － ） 男，江西上饶人，硕士，工程师，主要研究方向： 直升机结构动力学。
2012 年第 4 期
虞汉文，孙东红，李明强，等： 直升机舱内降噪技术研究