直升機的噪聲水平要遠高于噴氣式飛機、汽車等交通工具，目前國內直升機的艙內噪聲水平普遍在80～100 dB（A）或更高，過高的噪聲會嚴重影響機上人員舒適度。近年來，隨著民用通航市場的逐漸開放，作為VIP構型或公務機構型的民用直升機對艙內靜音水平的要求也越來越高，針對艙內噪聲的規章條款也相繼出臺，例如CCAR 29.771和MIL-STD-1474D中都對直升機的艙內噪聲水平做了明確限定。

降噪一直是直升機設計領域的熱點問題，從噪聲傳遞路徑角度分析，可以分別從噪聲源、傳遞途徑和目標位置3個方面開展降噪設計。對于源頭處降噪來說，理論上任何能夠降低噪聲源振動水平的措施都有利于降低機上噪聲水平。有研究表明，BK-117直升機槳葉采用的主動后緣襟翼控制技術可使噪聲水平下降6dB，優化減速器和發動機結構形式，也有利于降低直升機噪聲水平。Lewicki等在改進了減速器傳動齒輪形式后，聲功率和隨之降低10dB，WAH-64直升機在換裝Rolls RTM-322 發動機后，噪聲水平也得到了有效降低。傳遞途徑上的減振降噪設計則包含BELL-427上采用的主減液彈隔振技術、EC-725上采用的結構響應主動減振技術等，另外對艙內聲學環境進行吸聲、隔聲等改進設計也是有效的被動降噪手段。有源消音降噪和主動結構聲振控制則是目前比較先進的艙內主動降噪技術，有源消音降噪利用次聲場抵消源聲場，該技術可降低某型機艙內噪聲28dB，而主動結構聲振控制則是通過控制振動達到抑制噪聲的目的。目標位置處降噪手段則包括為駕乘人員配備主動降噪耳機、消音耳塞等。

聲學有限元仿真分析是進行直升機降噪設計的有效手段，可以在型號設計之初預估出機艙內外噪聲水平，給出降噪設計建議，評估降噪技術效果，大幅減少了后續優化改進和測試成本。目前，直升機噪聲的仿真分析主要集中在旋翼和尾槳噪聲等艙外噪聲上。王普緣應用有限元方法，分析得出在中速前飛狀態下，旋翼噪聲在直升機全機總噪聲中的占比超過90％。仲唯貴等則是采用FW-H方程分析了直升機尾槳與渦線干擾噪聲，表明干擾狀態下尾槳噪聲在中頻段有所增加且具有一定指向性。解福田等同樣應用FW-H方程分析了主旋翼噪聲的指向性。對于艙內噪聲的仿真分析，Perazzolo等和雷燁等應用統計能量法分別分析了AW139和某型直升機的艙內噪聲傳遞路徑，但對噪聲源判定和簡化加載介紹較少。

本文以某在研民用直升機為研究對象，較為詳細地介紹了直升機艙內噪聲仿真分析的整體流程，為艙內降噪設計提供了技術支持，同時，本文的分析思路可為其他型號直升機的降噪提供借鑒。

直升機艙內噪聲源按聲媒介質的特征來分，主要有三大類：① 由結構的機械振動引起的結構噪聲；②機身壁板透射傳播到艙內的旋翼／尾槳旋轉產生的氣動噪聲；③ 由發動機／主減等結構的機械振動而引起的封閉艙室內空氣振動發聲。研究表明，對于直升機艙內噪聲來講，旋翼和尾槳旋轉帶來的氣動噪聲主要影響低頻噪聲，如圖1所示，而人耳對低頻噪聲敏感度較低，可以在分析時把這部分氣動噪聲忽略掉。

圖1　 旋翼／尾槳帶來的氣動噪聲影響低頻域

通常來講，進行直升機艙內噪聲分析和聲源貢獻度分析所用的噪聲源輸入載荷通常來源于試驗數據，而試驗數據的獲得有２ 種方式，即試驗室試驗和飛行實測。試驗室試驗獲得的噪聲源載荷通常基于傳遞路徑分析法(Transfer Paths Analysis, TPA)，而飛行實測獲得的噪聲源載荷，通常基于工況傳遞路徑分析法(Operational Transfer Paths Analysis, OTPA)，是傳統TPA法的優化改進。但OTPA法仍然完全基于真實試驗，無法適用于處于設計階段或不具備進行實測條件下的艙內噪聲分析。為解決該問題，可以采用統計能量法(Statistical Energy Analysis, SEA)分析噪聲源載荷，將試驗測得的振動或聲場信息作為輸入，從能量的角度定性分析影響艙內噪聲響應的主要能量傳遞途徑和貢獻度。

圖２　 噪聲源貢獻量分析模型

分析得到的結構噪聲源貢獻量和空氣噪聲源貢獻量分別如圖3和4所示，可以看出，主減振動和發動機振動是主要的結構噪聲源，主減／發動機艙內聲場和油箱艙內聲場是主要的空氣噪聲源，貢獻量都達到了20％以上。

圖３　 結構噪聲源貢獻量

圖４　 空氣噪聲源貢獻量

通過上述分析，確定了結構噪聲源分為主減振動和發動機振動。將這些結構噪聲源簡化成不同頻率下的等幅（加速度）周期性正弦激勵，即

主減撐桿振動和發動機支座的振動信息由飛行實測得到，結果如表1所示。

表1　 實測得到的結構噪聲源振動信息

為使主減的振動信息考慮得更全面，主減抗扭板的振動情況由動力學頻響分析得到，全機動力學有限元模型如圖5所示。首先，進行全機振型振頻分析，找到抗扭板的局部振型，以此來確定施加正弦激勵時的頻率值為801Hz；然后，在模型槳轂中心施加220 km／h平飛時的振動載荷，進行自由狀態的頻率響應分析；最后，得到抗扭板在頻率801Hz時的最大振動加速度值為0.19g。

圖５　 全機動力學有限元模型

在進行艙內噪聲分析之前，還需要計算出所加結構噪聲源引起的模型整體網格振動響應數據（速度），以此來作為結構噪聲源引起艙內聲學響應的直接載荷輸入，分析得到的某時刻下的振動速度云圖如圖6所示。

圖６　 結構響應云圖（速度）

通過之前分析，確定了空氣噪聲源分為主減空間

輻射聲、發動機空間輻射聲和油箱艙空間輻射聲。由于不具備進行空氣噪聲場飛行實測的條件，且沒有可借鑒的其他機型測試結果，在分析中，將主減空間輻射聲、發動機空間輻射聲、油箱艙空間輻射聲3個空氣噪聲源進行當量化處理，簡化成空間平板輻射聲源，聲源強度為1N /平方米。

參照文獻，在分析結果不被明顯影響的前提下，基于圖5所示的全機動力學有限元模型，采用基于透射定律的質量定律，對直升機的玻璃、駕駛艙壁板、機身部分框桁結構進行了相應的等效和簡化，最終形成了由平臺（發動機平臺和主減平臺）、地板、蒙皮板件、艙門、風擋玻璃等板塊組成的聲學有限元模型，如圖7所示。其中，平臺、蒙皮和擋板為鋁板，均進行了等效厚度簡化；擋風玻璃、地板和整流罩均按實際結構信息進行了屬性定義。另外，由于應用聲學邊界元法進行聲學響應分析，故要求單元法向必須指向計算域的一側，針對艙內噪聲分析，即要求法向均指向艙內，在分析前需要進行聲學網格前處理，將網格法向調整為指向艙內。

圖７　 聲學有限元模型

為了更加準確地分析駕駛員和乘員處的噪聲響應水平，在聲學模型中定義了符合ISO聲功率測試標準的場點，場點位置為駕駛員和乘員耳朵處，一共設定了6個場點，如圖8所示。

圖８　 場點和板塊設置（左右對稱）

考慮到機艙蒙皮壁板結構的結構剛度較弱，與空氣聲音的相互作用不可避免，即聲音引起的空氣振動會影響結構，結構自身的振動也會反作用于空氣振動發聲，機艙內的噪聲分析需要進行聲振耦合分析。在進行聲振耦合分析前，需要先計算出模型的結構模態信息，如圖9所示。

圖９　 結構模態（第５階）

下面分別進行艙內聲場分析、場點處聲響應分析、板塊貢獻量分析和內飾材料的降噪分析。

① 艙內聲場分析。分析了艙內整體聲壓，得到的聲頻率在2750Hz和5300Hz時的聲壓級分布云圖分別如圖10和圖11 所示。可以看出，在人耳敏感頻率范圍內（2000 ～ 3000Hz）內，駕駛艙的聲壓要高于乘員艙，最大達到了136dB，原因是風擋玻璃的隔聲量要小于機身結構，對駕駛員的舒適度影響較大。而在5300Hz時，艙內最大聲壓為144dB，乘員艙的聲壓要高于駕駛艙，但由于此頻率超過了人耳敏感頻率范圍，對乘員舒適度的影響較弱，故艙內降噪設計重點應放在駕駛艙。

圖10　 艙內整體聲壓分布（2750Hz）

圖11　 艙內整體聲壓分布（5300Hz）

② 場點處聲響應分析。在整體聲場分布的基礎上，進一步計算了場點（駕駛員和乘員耳朵處的小球）處的聲壓響應，分別如圖12和圖13所示。由此可見，2750Hz時駕駛員耳朵處的聲壓要高于乘員處，可達到129dB；而5300Hz時，乘員耳朵處聲壓要高于駕駛員，與艙內整體聲壓分布相符0.43％左右。結果表明該方法能夠對氣路健康狀態進行高精度預測，結果如圖7所示，橫坐標SNO表示預測樣本的編號、縱坐標TEC表示預測模型的無量綱結果。

圖12　 場點處聲壓分布（2750Hz）

圖13　 場點處聲壓分布（5300Hz ）

計算了場點處的聲壓頻率響應函數曲線，如圖14所示。可以看出，駕駛員和乘員耳朵處的聲壓大體上隨頻率增大而增加，在聲頻5300Hz時達到峰值。

圖14　 場點處聲壓響應曲線

③ 板塊貢獻量分析。為了探究各子結構（風擋玻璃、地板、蒙皮、平臺等）對駕駛員耳朵處的聲壓響應影響程度，進行了板塊貢獻量分析，如圖15 所示。由此可見，蒙皮的貢獻量最高，這是由于蒙皮壁板結構剛度較弱，更容易與艙內空氣發生聲振耦合。又進一步分析了各子結構對艙內整體的聲功率貢獻量，如圖16所示。由此可見，在聲壓5000 ～ 6500Hz區間內，整流罩和擋板對聲功率的貢獻量影響較大。

圖15　 子結構對駕駛員耳朵處聲壓響應貢獻量

圖16　 子結構對對艙內聲功率貢獻量

④ 內飾材料的降噪分析。由上述分析知，蒙皮對駕駛員耳朵處的聲壓響應貢獻量最大，分析了考慮蒙皮內飾后駕駛員耳朵處聲壓級和板塊貢獻量。假設蒙皮內飾材料由3層材料構成，中間層為多孔材料，上下覆蓋一層毛氈材料，多孔層是降噪的主要結構。

考慮蒙皮內飾后的駕駛員耳朵處聲壓分布和板塊貢獻量分析結果，如圖17~圖19所示。可以看出，內飾材料能夠降低噪聲水平，最大降噪量出現在2750Hz，場點聲壓由129dB降到了124dB，而蒙皮也不再是貢獻量最高的板塊。

圖17　 場點處聲壓分布（2750Hz）（蒙皮內飾）

圖18　 場點處聲壓分布（5300Hz）（蒙皮內飾）

圖19　 子結構對駕駛員耳朵處聲壓響應貢獻量（蒙皮內飾）

采用聲學邊界元法對某民用直升機的艙內噪聲水平進行了仿真分析研究，形成結論如下：

① 結合統計能量法與飛試測試數據分析，確定了該型機艙內主要結構噪聲源（主減振動、發動機振動）和空氣噪聲源（主減空間輻射聲、發動機空間輻射聲、油箱艙空間輻射聲）。

② 結構噪聲源可簡化成不同頻率下的等幅（加速度）周期性正弦激勵，空氣噪聲源可簡化成空間平板輻射聲源。

③ 經艙內聲學響應分析，無內飾情況下人耳敏感頻率范圍內的艙內噪聲水平在129dB，蒙皮、整流罩和擋板是艙內降噪設計的關鍵結構。同時，該型機上采用的內飾材料最大能夠降低艙內噪聲5dB。

④ 由于缺乏主減空間輻射聲、發動機空間輻射聲、油箱艙空間輻射聲這３個空氣噪聲源聲場的飛試實測數據，分析結果與實際情況存在一定偏差，但可以在一定程度上定量反映該民用直升機的艙內噪聲水平。

文章來源《測控技術》

作者：尹中偉，王剛，林長亮，陸洋

作者單位：航空工業哈爾濱飛機工業集團有限責任公司

南京航空航天大學直升機旋翼動力學國家級重點實驗室