直升机舱内降噪技术研究_虞汉文

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。
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
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。
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
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
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
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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。
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。
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。
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。
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
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。
～ 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。
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。
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）
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
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
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。
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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。
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