王風(fēng)嬌，李明強(qiáng)，彭海鋒，陸 洋

（1.中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，景德鎮(zhèn) 333001；2.南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院，南京 210016）

直升機(jī)艙內(nèi)噪聲環(huán)境復(fù)雜，旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)、傳動(dòng)系統(tǒng)等均影響艙內(nèi)噪聲水平，導(dǎo)致艙內(nèi)乘坐環(huán)境惡劣，遠(yuǎn)超固定翼飛機(jī)艙內(nèi)噪聲限度值85 dB［1?2］，嚴(yán)重影響了直升機(jī)應(yīng)用市場的拓展。其中，主減速器為直升機(jī)的關(guān)鍵傳動(dòng)部件，由于傳動(dòng)載荷大、齒輪嚙合頻率及其諧波多、噪聲敏感且與人耳距離較近，如圖1 所示［3］，導(dǎo)致眾多直升機(jī)型號(hào)艙內(nèi)噪聲水平超過95 dB［4?5］。因此，主減速器噪聲問題逐漸成為制約新一代直升機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵因素之一［6］。

圖1 典型直升機(jī)主減速器噪聲源位置及其噪聲傳遞示意[3]Fig.1 Noise source location and noise transfer path of typical helicopter main gearbox[3]

然而，我國目前對(duì)該問題的研究很少，成熟的技術(shù)解決途徑嚴(yán)重匱乏，導(dǎo)致國內(nèi)直升機(jī)艙內(nèi)噪聲水平明顯高于國外，無法滿足人們對(duì)乘坐舒適度要求的日益提高。為解決該問題，本文結(jié)合主減速器的噪聲傳遞路徑，從支撐結(jié)構(gòu)、機(jī)艙壁板、艙內(nèi)聲腔3 方面分別對(duì)國內(nèi)外已有的噪聲控制研究成果進(jìn)行了歸類總結(jié)和分析，并進(jìn)一步提出了我國未來直升機(jī)艙內(nèi)噪聲控制技術(shù)的一些發(fā)展方向。

1 艙內(nèi)主減速器噪聲

1.1 噪聲機(jī)理

作為直升機(jī)的關(guān)鍵傳動(dòng)部件，主減速器結(jié)構(gòu)緊湊且內(nèi)部一般包含多個(gè)齒輪，如圖2（a）所示［7］，在發(fā)動(dòng)機(jī)和旋翼力矩等的外部激勵(lì)，以及剛度、沖擊等內(nèi)部激勵(lì)作用下，會(huì)在機(jī)匣表面形成明顯的齒輪嚙合振動(dòng)和噪聲，最終傳遞至直升機(jī)艙內(nèi)形成圖2（b）所示多諧波、多邊頻、高水平的中高頻線譜噪聲［4，8］，可稱之為艙內(nèi)主減速器噪聲（以下簡稱“艙內(nèi)主減噪聲”）。該噪聲一般位于人耳敏感頻帶范圍500～4 000 Hz［9?10］，嚴(yán)重影響直升機(jī)艙內(nèi)A 計(jì)權(quán)噪聲水平和乘坐舒適度。

圖2 典型直升機(jī)主減速器及其艙內(nèi)噪聲譜[4，7]Fig.2 Main gearbox and its noise spectrum of the typical helicopters[4，7]

1.2 噪聲傳遞路徑

美國NASA 等研究機(jī)構(gòu)通過大量仿真和試驗(yàn)研究，確定了2 條主減速器噪聲傳遞路徑［9，11］：（1）空氣聲傳遞，機(jī)匣輻射噪聲通過空氣直接傳遞至艙壁或孔洞位置，引起艙內(nèi)噪聲；（2）結(jié)構(gòu)聲傳遞，機(jī)匣振動(dòng)通過主減速器支撐結(jié)構(gòu)傳遞到艙壁，激勵(lì)框、梁、蒙皮等結(jié)構(gòu)同時(shí)振動(dòng)，并向艙內(nèi)輻射噪聲。該路徑可劃分為4 個(gè)區(qū)域，如圖3 所示，包括噪聲源、支撐結(jié)構(gòu)、壁板和聲腔。

圖3 主減速器噪聲傳遞路徑示意圖Fig.3 Schematic diagram of noise transfer path of main gearbox

OH?58［9］、Lynx［11］、A?109［12］和BK?117［13］等直升機(jī)型號(hào)的地面和飛行試驗(yàn)研究表明：支撐結(jié)構(gòu)兩端振動(dòng)水平相當(dāng)，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)聲傳遞成為艙內(nèi)主減噪聲的主要來源。而不同直升機(jī)的結(jié)構(gòu)布局差異也造成艙內(nèi)主減噪聲的主貢獻(xiàn)壁板不同，一般位于主減速器附近，如直11［14?15］、SA365N［16］、EC155［17］。由此，形成了針對(duì)支撐結(jié)構(gòu)、壁板和聲腔的多種艙內(nèi)噪聲控制技術(shù)。

2 艙內(nèi)主減速器噪聲控制技術(shù)發(fā)展

2.1 支撐結(jié)構(gòu)控制技術(shù)

通過支撐結(jié)構(gòu)減振設(shè)計(jì)，可直接抑制齒輪振動(dòng)向機(jī)體傳遞。研究結(jié)果表明，該方法對(duì)艙內(nèi)噪聲控制非常有效［18?19］，已從被動(dòng)和主動(dòng)兩方面得到了不斷發(fā)展。

2.1.1 被動(dòng)控制技術(shù)

除上述傳統(tǒng)被動(dòng)措施外，近年來隨著聲子晶體和聲學(xué)超材料等新概念的出現(xiàn)［31］，新型周期結(jié)構(gòu)很快用于主減支撐結(jié)構(gòu)減振。該結(jié)構(gòu)特點(diǎn)明顯，一般為等效彈性常數(shù)和密度周期分布的材料或結(jié)構(gòu)，可通過設(shè)計(jì)形成Bragg 散射型阻帶或局域共振型阻帶［32?33］。典型代表為美國賓州州立大學(xué)的Smith團(tuán)隊(duì)，從2000 年開始，該團(tuán)隊(duì)通過建模［34］、仿真［35］和試驗(yàn)研究［36］逐步探索了金屬/橡膠周期層合隔振器用于主減隔振的可行性，并通過引入液體慣性放大裝置，設(shè)計(jì)了一種新型液彈周期層合隔振器［37?38］，見圖4（c～e）［30］。試驗(yàn)證明，該隔振器能同時(shí)發(fā)揮周期結(jié)構(gòu)的寬頻阻帶特性和液彈動(dòng)力反共振在目標(biāo)頻率處的減振優(yōu)勢(shì)，有望在600～2 000 Hz 范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)主減諧波減振40 dB，寬頻減振10～40 dB［36］。

圖4 直升機(jī)主減速器隔振方案[21-22，30]Fig.4 Vibration isolation scheme of helicopter main gearbox[21-22，30]

美國馬里蘭大學(xué)的Baz 團(tuán)隊(duì)利用支撐結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)空間，提出了一種新型主減周期撐桿，見圖5（a，b）［39］，包括材料不連續(xù)和幾何不連續(xù)構(gòu)型。其中，所設(shè)計(jì)的鋁/橡膠周期撐桿在600～2 000 Hz 范圍內(nèi)可實(shí)現(xiàn)加速度衰減28 dB［40］。隨后，一些新構(gòu)型被不斷提出，如Zheng 等設(shè)計(jì)的一種基于橡膠剪切形變的新型周期撐桿［41］，Vincenzis［42］和王目凱［29］設(shè)計(jì)的具有周期吸振器排列的撐桿構(gòu)型，為周期撐桿設(shè)計(jì)提供了多種思路。2015 年，南京航空航天大學(xué)陸洋團(tuán)隊(duì)進(jìn)一步從真實(shí)撐桿的強(qiáng)度剛度等約束出發(fā)，提出了一種串/并聯(lián)復(fù)合型周期撐桿方案［43］，見圖5（c）［44］，解決了現(xiàn)有方案無法既實(shí)現(xiàn)減振降噪，同時(shí)又能承受高強(qiáng)度拉壓載荷的問題。目前，該團(tuán)隊(duì)已基于某直升機(jī)模型系統(tǒng)地開展了建模、設(shè)計(jì)、仿真和試驗(yàn)研究［45?46］，證明了周期撐桿對(duì)艙內(nèi)主減噪聲的寬頻控制效果，最大降噪超過30 dB。

圖5 不同周期撐桿方案[39，44]Fig.5 Different periodic strut schemes[39，44]

然而，無論是傳統(tǒng)的還是新型的被動(dòng)控制技術(shù)，在其發(fā)展過程中均展現(xiàn)出了獨(dú)特的技術(shù)優(yōu)勢(shì)和劣勢(shì)。例如，通過結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)噪聲控制應(yīng)該是代價(jià)最小的被動(dòng)措施，但目前技術(shù)尚不成熟，還無法滿足現(xiàn)有型號(hào)的降噪要求。因此，具有明顯寬頻減振優(yōu)勢(shì)的隔振技術(shù)備受青睞，但傳統(tǒng)隔振器的降噪效果容易受其支撐重量和設(shè)計(jì)剛度的限制，造成不同型號(hào)的使用效果差距較大。為此，設(shè)計(jì)人員不斷探索新型隔振形式。例如，新提出的周期結(jié)構(gòu)隔振器/撐桿具有固有的寬頻阻帶特性［36］，當(dāng)周期數(shù)較大時(shí)，降噪范圍基本不受支撐重量和安裝邊界的影響，更具備在多種直升機(jī)上應(yīng)用的潛力。但這些結(jié)構(gòu)安裝會(huì)使結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，額外增加設(shè)計(jì)難度。相比之下，吸振設(shè)計(jì)安裝方便，且不改變?cè)谐辛Y(jié)構(gòu)，通過吸振器設(shè)計(jì)即可大大提高某一諧波的減振效果，但控制效果容易受裝配剛度和安裝位置影響，且控制帶寬有限。

因此，被動(dòng)控制技術(shù)還有很長的發(fā)展之路。目前結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展難點(diǎn)主要在于設(shè)計(jì)對(duì)象是主承力結(jié)構(gòu)，當(dāng)前設(shè)計(jì)主要滿足靜力學(xué)要求，一旦考慮動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)，需同時(shí)建立旋翼、主減速器、支撐結(jié)構(gòu)和機(jī)身的集成系統(tǒng)，并在整機(jī)設(shè)計(jì)流程中引入降噪要求，而這無疑是一個(gè)漫長的過程。吸振設(shè)計(jì)的發(fā)展重點(diǎn)則在于找到實(shí)現(xiàn)多諧波或?qū)掝l降噪的簡單構(gòu)型或方式。而對(duì)于隔振技術(shù)，除了不斷探索構(gòu)造簡單、隔振效率更高的新型隔振結(jié)構(gòu)外，還應(yīng)考慮如何設(shè)計(jì)既能滿足降噪又同時(shí)滿足實(shí)際直升機(jī)系統(tǒng)的避讓頻率、軸向/橫向形變、疲勞、沖擊、安全、空間等設(shè)計(jì)約束。

2.1.2 主動(dòng)控制技術(shù)

基于上述原因，基于支撐結(jié)構(gòu)的主動(dòng)控制技術(shù)提出并得到快速發(fā)展［47］，特別是其設(shè)計(jì)和使用不影響原有結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，極大降低了應(yīng)用難度。該技術(shù)最早由美國UTC 公司提出，通過在主減底部支架安裝多個(gè)作動(dòng)器，輸入次級(jí)力抑制齒輪振動(dòng)傳遞，控制艙內(nèi)噪聲［48］。其艙內(nèi)主減降噪特性已在S?76飛行試驗(yàn)中得到驗(yàn)證［4］。由此大受鼓舞，使得該技術(shù)在20 世紀(jì)末、21 世紀(jì)初得到飛速發(fā)展，包括建模［49］、控制律設(shè)計(jì)［3，50］、仿真［51］、原理性試驗(yàn)［52］及更進(jìn)一步的地面和試飛驗(yàn)證。其中，典型代表是Eu?rocopter 公司在1998～2006 年以BK117 撐桿為研究對(duì)象進(jìn)行了多次地面［53?54］和飛行試驗(yàn)研究［13，55?56］，如圖6 所示［13］，通過壓電疊堆作動(dòng)器及窄帶多通道FX?LMS 控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了4 個(gè)齒頻處的機(jī)身減振和艙內(nèi)降噪，最高諧波1 900 Hz 處的加速度衰減甚至達(dá)到19.5 dB［55］。然而，多種飛行狀態(tài)的測試結(jié)果表明［56］，不同于被動(dòng)控制技術(shù)的穩(wěn)定性特點(diǎn)，主動(dòng)控制在擾動(dòng)或高速等復(fù)雜環(huán)境下，控制效果很容易變差甚至失效。這是因?yàn)镕X?LMS算法控制諧波及其旁瓣的能力有限［8］，且隨著濾波通道增加，計(jì)算量明顯增加，自適應(yīng)能力降低［47］；另外，作動(dòng)器的類型和功率也會(huì)影響次級(jí)力的輸出大小和速度，進(jìn)而影響控制效果等。

圖6 BK117 飛行試驗(yàn)中智能撐桿結(jié)構(gòu)[13]Fig.6 Smart gearbox struts installed at BK117 test helicopter[13]

為進(jìn)一步解決技術(shù)短板，國內(nèi)外繼續(xù)在A109和Bell 407 等機(jī)型上開展了大量飛行試驗(yàn)研究［57?58］。截止目前，多種控制策略被提出，包括Be?langer 等提出的新型多頻控制算法PC?LMS［58］，Pasco 等提出采用自適應(yīng)陷波濾波器代替Short FIR 濾波器［59］等，為解決擾動(dòng)和大載荷作用下的控制失效問題提供了技術(shù)支撐。中國國內(nèi)，南京航空航天大學(xué)的顧仲權(quán)團(tuán)隊(duì)從20 世紀(jì)末也開展了基于自適應(yīng)桿件的振動(dòng)主動(dòng)控制研究［60］；在此基礎(chǔ)上，陸洋團(tuán)隊(duì)提出了一種離散滑模預(yù)測控制方法［61?63］，并基于模型機(jī)仿真和試驗(yàn)研究證明了該技術(shù)可實(shí)現(xiàn)艙內(nèi)多齒輪諧波降噪15～30 dB。

雖然眾多研究已取得突破性進(jìn)展，主動(dòng)控制技術(shù)也在變頻、多諧波控制等方面展現(xiàn)了一定的應(yīng)用前景，但目前穩(wěn)定性、魯棒性、作動(dòng)器以及后續(xù)使用過程中的安裝和維護(hù)等問題仍是制約其發(fā)展的關(guān)鍵因素，同時(shí)也是技術(shù)難點(diǎn)。而且，對(duì)于不同的應(yīng)用場合，目前主動(dòng)控制技術(shù)所展現(xiàn)的通用性較差［64］，如何降低研發(fā)周期也是設(shè)計(jì)人員需考慮的問題。若這些問題解決，主動(dòng)噪聲控制技術(shù)可進(jìn)一步在變轉(zhuǎn)速或變狀態(tài)等新型飛行器上發(fā)揮優(yōu)勢(shì)。

此外，主被動(dòng)控制技術(shù)綜合應(yīng)用也是目前的一種發(fā)展趨勢(shì)。例如，Smith 團(tuán)隊(duì)將主動(dòng)控制方法引入新型液彈周期層合隔振器中，使其在多個(gè)諧波頻率處的加速度衰減提高近40 dB［65］；Baz 團(tuán)隊(duì)則利用微分反饋控制改變了周期撐桿的單元等效剛度，增加了單元間的阻抗差異，提高了支撐結(jié)構(gòu)的減振寬度和深度［66］，充分證明了主被動(dòng)結(jié)合的降噪優(yōu)勢(shì)。

2.2 壁板控制技術(shù)

通過蒙皮、框梁等的壁板減振降噪設(shè)計(jì)可直接抑制艙內(nèi)主減噪聲水平。目前，該技術(shù)已廣泛用于直升機(jī)型號(hào)降噪，艙內(nèi)主減噪聲控制效果明顯，若設(shè)計(jì)得當(dāng)，還能同時(shí)實(shí)現(xiàn)旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)等引起的艙內(nèi)噪聲控制。

2.2.1 被動(dòng)控制技術(shù)

與2.1.1 節(jié)類似，壁板控制技術(shù)同樣包括結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、隔振、吸振和阻振技術(shù)。結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)包括尺寸、材料及構(gòu)型設(shè)計(jì)等，可直接實(shí)現(xiàn)壁板隔聲和結(jié)構(gòu)聲輻射性能的提升，例如可通過控制加強(qiáng)筋或肋條的數(shù)量控制壁板聲輻射效率［67］。隔振器和吸振器則多被用于艙內(nèi)座椅、內(nèi)飾等設(shè)備［20］，進(jìn)而避免主減振動(dòng)繼續(xù)傳遞引起額外發(fā)聲。阻振技術(shù)也被研究，且應(yīng)用較多，包括自由阻尼層和約束阻尼層形式，多被粘貼于蒙皮、框梁腹板及其連接位置（圖7（a）［17］），利用粘彈性層的剪切變形可將壁板動(dòng)能轉(zhuǎn)換為熱能并耗散掉［68?69］，應(yīng)用型號(hào)如SA365N［16］、EC155［17］、CH?53A［70］等，但所帶來的重量代價(jià)較大［16］。為改善降噪效果，西北工業(yè)大學(xué)等專門研究了阻尼系數(shù)、尺寸等對(duì)壁板降噪的影響［14，71?72］。Eurocopter 公司則基于EC155 壁板噪聲測試結(jié)果對(duì)阻尼粘貼位置進(jìn)行了優(yōu)化，減小了空間和重量代價(jià)［17］。

盡管上述技術(shù)與支撐結(jié)構(gòu)上的研究類似，但由于應(yīng)用對(duì)象的結(jié)構(gòu)和功能特點(diǎn)發(fā)生了巨大變化，故展現(xiàn)出了不同的技術(shù)特點(diǎn)和設(shè)計(jì)難點(diǎn)。例如，通過結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行降噪可有效節(jié)省空間、重量、安裝和維護(hù)成本，但也大大增加了壁板的設(shè)計(jì)難度，造成更加復(fù)雜的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)流程、更高精度的噪聲預(yù)測技術(shù)要求以及更多的設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)等。這是因?yàn)橹鄙龣C(jī)對(duì)壁板的降噪頻帶要求極寬，在重量限制下很難實(shí)現(xiàn)全頻帶降噪性能提升，甚至可能出現(xiàn)某些頻帶變差的風(fēng)險(xiǎn)［74］；另外，壁板的降噪設(shè)計(jì)會(huì)耦合影響其強(qiáng)度、剛度、疲勞等性能，需聯(lián)合其他設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)進(jìn)行多輪迭代，導(dǎo)致設(shè)計(jì)周期大大增加；而且，不同型號(hào)的壁板差異較大，需分別設(shè)計(jì)、優(yōu)化和驗(yàn)證等。因此，該技術(shù)還需不斷發(fā)展。

相比之下，阻振技術(shù)不會(huì)引起壁板設(shè)計(jì)改變，僅需額外附加重量。然而，若限制壁板的總重量不變，增加阻尼雖能有效控制主減結(jié)構(gòu)聲傳遞，但對(duì)聲激勵(lì)下的壁板輻射聲影響較?。?7］，而且其發(fā)展還需解決一些材料性能和生產(chǎn)的問題，如約束層的選擇、阻尼隨頻率/溫度變化的性能差異、滿足應(yīng)力、拉伸效果和溫度變化等要求的固化方法等。此外，Paolo 等針對(duì)A109 直升機(jī)的金屬和復(fù)合材料壁板研究還發(fā)現(xiàn)，阻尼層對(duì)壁板結(jié)構(gòu)阻尼的提高有限，壁板阻振無法滿足降噪要求，需繼續(xù)發(fā)展其他降噪策略［20］。

因此，既不需改變壁板設(shè)計(jì)又能改善壁板聲學(xué)性能的隔聲板/內(nèi)飾設(shè)計(jì)，由于方法實(shí)現(xiàn)簡單，降噪效果穩(wěn)定，幾乎用于所有直升機(jī)廠商。隔聲板/內(nèi)飾的設(shè)計(jì)過程包括診斷、設(shè)計(jì)、校驗(yàn)和優(yōu)化［16，20，75?78］，其內(nèi)部通常包含圖7（b）所示吸聲層［73］，且吸聲層鋪設(shè)越厚，降噪效果越好［14］。為進(jìn)一步提高隔聲板對(duì)艙內(nèi)主減噪聲的控制能力，21 世紀(jì)以來，歐洲ONE?RA（圖7（c）［1］）、DLR、NLR 等研究機(jī)構(gòu)開展了大量工作，并在EC Dauphin 等型號(hào)上開展了飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，證明通過優(yōu)化設(shè)計(jì)可使300～5 000 Hz 范圍內(nèi)艙內(nèi)降噪效果提高6.5 dB［1］。另外，隔聲優(yōu)化設(shè)計(jì)還體現(xiàn)在艙門［28］、窗戶［17］等成品件上，配合內(nèi)飾一體化設(shè)計(jì)，最終可形成圖7（d）所示的EC145 VIP內(nèi)飾［73］。

圖7 直升機(jī)壁板減振降噪技術(shù)[1，17，73]Fig.7 Vibration and noise reduction technologies of helicopter panels[1，17，73]

然而，隔聲板在實(shí)際工程應(yīng)用時(shí)存在重量代價(jià)大［16，54］、中低頻降噪能力差、覆蓋面積大、無法適應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速變化等問題［79］。對(duì)此，避免“質(zhì)量效應(yīng)”的新材料設(shè)計(jì)方法［1］、基于壁板貢獻(xiàn)量的局部優(yōu)化設(shè)計(jì)［73］、聲學(xué)超材料［80?83］等技術(shù)正在快速發(fā)展中，有望能夠解決上述問題。但是，隔聲板的發(fā)展之路并不容易，重量太輕的板件往往不能承受高強(qiáng)度靜載，也不具有足夠的剛度，導(dǎo)致使用期間容易變形或損壞，進(jìn)而出現(xiàn)聲泄漏、聲橋等情況。因此，不論是新材料還是優(yōu)化設(shè)計(jì)，能夠在直升機(jī)上使用的關(guān)鍵是在盡量小的重量代價(jià)下滿足降噪要求，同時(shí)還要滿足實(shí)際工程中的環(huán)境（高溫或潮濕等）、變形和斷裂行為、表面光潔度、防火性、抗沖擊性以及強(qiáng)度剛度等要求［73］，設(shè)計(jì)難度大。

2.2.2 主動(dòng)/半主動(dòng)控制技術(shù)

主動(dòng)/半主動(dòng)技術(shù)同樣用于壁板噪聲控制研究［1］。典型代表為波音公司和弗吉尼亞州立大學(xué)，基于MD900 聯(lián)合設(shè)計(jì)了主動(dòng)控制系統(tǒng)，利用安裝在頂板上的多個(gè)壓電作動(dòng)器以及艙內(nèi)布置的傳聲器，如圖8 所示［84］，通過前饋控制使前飛時(shí)艙內(nèi)主減諧波噪聲降低3.5～4.5 dB，但隨著前飛速度增加，降噪效果變差。為此，Petitjean 等通過研究指出了壁板輻射噪聲與控制算法的密切關(guān)系［85］；Lep?age 等則提出了內(nèi)模控制算法，解決了窄帶控制問題，并指出了主動(dòng)控制技術(shù)在作動(dòng)器數(shù)量、尺寸和位置等方面的限制［86］，促使主動(dòng)控制技術(shù)不斷發(fā)展。

圖8 MD900 直升機(jī)的艙內(nèi)頂板主動(dòng)控制方案[84]Fig.8 Active control scheme of MD900 helicopter cabin ceiling[84]

不同于對(duì)控制算法的依賴，半主動(dòng)控制方法可通過優(yōu)化振蕩電路參數(shù)，改善壁板寬頻聲輻射特性［87］，但該方法僅采用少量能量輸入，在應(yīng)用時(shí)很難進(jìn)行參數(shù)大幅調(diào)整，對(duì)作動(dòng)器功率和參數(shù)的初始設(shè)置要求增加。另外，主被動(dòng)技術(shù)的結(jié)合應(yīng)用也被研究，如歐洲ONERA 和DLR 等利用主動(dòng)/半主動(dòng)控制方法開展了大量研究，改善了隔聲板的聲學(xué)性能［88?89］。

但是，主動(dòng)/半主動(dòng)技術(shù)的很多研究尚處于原理性驗(yàn)證階段，缺乏工程對(duì)接。根據(jù)裝機(jī)要求，這些措施在研制過程中還需繼續(xù)提高控制效果和穩(wěn)定性，并克服由于主減噪聲影響的壁板面積較大導(dǎo)致作動(dòng)器布置面積過大，以及控制策略和安裝方式需根據(jù)不同型號(hào)分別定制，開發(fā)周期較長等問題。另外，裝機(jī)前還要面臨環(huán)境適應(yīng)性、安全、疲勞、維修、電磁兼容等方面的挑戰(zhàn)，工程應(yīng)用之路漫長。

2.3 聲腔控制技術(shù)

聲腔控制技術(shù)主要包括吸聲和聲抵消設(shè)計(jì)。其中，吸聲設(shè)計(jì)可通過提高聲腔表面吸聲系數(shù)，改善艙內(nèi)混響，提高艙內(nèi)乘坐品質(zhì)。常見吸聲材料包括毛毯、玻璃棉等多孔材料，安裝簡便但會(huì)帶來額外的重量代價(jià)。1990 年，Laudien 等嘗試在BO?108蜂窩壁板、座椅頭枕中通過穿孔設(shè)計(jì)形成Helm?holtz 共振器，以增加主減諧波處的吸聲性能［28］。近期，龔情等也分別探索了穿孔板、帶有穿孔板的吸聲蜂窩結(jié)構(gòu)材料用于改善艙內(nèi)乘坐環(huán)境的可行性［90?91］，該方法可以充分利用機(jī)身已有的蜂窩結(jié)構(gòu)，不額外增加重量，為吸聲設(shè)計(jì)提供了新思路，但在應(yīng)用時(shí)控制效果會(huì)受艙內(nèi)復(fù)合材料的實(shí)際使用面積限制，同時(shí)還要在設(shè)計(jì)時(shí)充分考慮原結(jié)構(gòu)的應(yīng)用特點(diǎn)，開展多維度設(shè)計(jì)、優(yōu)化和驗(yàn)證等工作，設(shè)計(jì)復(fù)雜。

聲抵消設(shè)計(jì)主要指主動(dòng)消聲技術(shù)［92］，可通過控制器實(shí)時(shí)產(chǎn)生與原始聲源幅值相等、相位相反的次級(jí)聲源來抵消噪聲［93］。該技術(shù)雖被用于直升機(jī)型號(hào)艙內(nèi)降噪［15，94］，但受限于作動(dòng)器數(shù)量，主要針對(duì)200 Hz 以內(nèi)的旋翼/尾槳噪聲［95］，中高頻主減速器降噪很難實(shí)現(xiàn)，且在復(fù)雜、時(shí)變聲場下存在不收斂問題［54］；相比之下，主動(dòng)降噪耳機(jī)/頭盔更易實(shí)現(xiàn)［95］，由于控制區(qū)間較小，目前主動(dòng)控制帶寬已增加至400 Hz，中高頻降噪主要依靠耳機(jī)/頭盔內(nèi)的吸隔聲材料，在瞬態(tài)、高強(qiáng)度噪聲環(huán)境下依然存在穩(wěn)定性問題［96］，但目前的降噪耳機(jī)等技術(shù)發(fā)展迅速，隨著芯片、揚(yáng)聲器等的發(fā)展，制約主動(dòng)消聲技術(shù)用于中高頻主減降噪的測量誤差和延遲等難點(diǎn)將不斷攻克，有望為駕乘人員提供更好的通信和交流體驗(yàn)。

3 綜合應(yīng)用現(xiàn)狀和展望

3.1 型號(hào)應(yīng)用現(xiàn)狀

綜上所述，針對(duì)直升機(jī)艙內(nèi)主減速器噪聲，國內(nèi)外目前已發(fā)展出多種噪聲控制技術(shù)，圖9 給出了各種控制措施示意圖。作為復(fù)雜聲振系統(tǒng)，直升機(jī)廠商一般采用壁板阻振、密封隔聲和吸聲綜合被動(dòng)設(shè)計(jì)方案［20，77］，如EC145［73］、A109［20］、CH?53A［70］等機(jī)型。其中，CH?53A 改型機(jī)利用該方案使艙內(nèi)噪聲從115 dB 降至87 dB，效果顯著［70］。但Westland公司指出該方案實(shí)際降噪效果有限，軍用和民用機(jī)分別限制在15～20 dB 和25～30 dB［11］，由于艙內(nèi)基礎(chǔ)噪聲很高，該限制導(dǎo)致直升機(jī)型號(hào)很難達(dá)到商用飛機(jī)艙內(nèi)噪聲設(shè)計(jì)限值［2］，Sikorsky 公司則指出了該方案存在重量大、經(jīng)濟(jì)性差等缺點(diǎn)［75］。

圖9 直升機(jī)艙內(nèi)主減速器噪聲控制措施示意圖Fig.9 Diagram of control measures for helicopter cabin noise caused by main gearbox

為此，壁板/撐桿主動(dòng)控制、撐桿隔振/吸振等新技術(shù)不斷發(fā)展，但由于技術(shù)成熟度有限，目前主要還是用于特定情況下的降噪方案補(bǔ)充，還需在控制策略、魯棒性、穩(wěn)定性、安全性等方面不斷完善。參考Eurocopter 公司在EC155 驗(yàn)證機(jī)上開展的工作，撐桿隔振、壁板阻振、隔聲等綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)為降噪效果提升和重量代價(jià)降低提供了有力的數(shù)據(jù)支撐［17］，已知目前在售的EC155 B1 VIP 構(gòu)型已達(dá)到與商務(wù)噴氣客機(jī)相當(dāng)?shù)牡驮肼曀剑?7］。相比之下，中國國內(nèi)直升機(jī)型號(hào)的艙內(nèi)降噪研究較少，雖在一些型號(hào)上進(jìn)行了阻振和隔聲嘗試［15］，但艙內(nèi)噪聲水平多在95 dB 以上。

3.2 發(fā)展展望

根據(jù)上述直升機(jī)艙內(nèi)降噪技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀分析可見，國外直升機(jī)艙內(nèi)噪聲控制已初具成效，但隨著高速和重型等新機(jī)型的不斷發(fā)展，以及市場對(duì)直升機(jī)舒適性要求的日益提高，艙內(nèi)噪聲控制技術(shù)還需不斷發(fā)展。而我國要在國際直升機(jī)市場占據(jù)一席之地，目前的研究和應(yīng)用較少，應(yīng)特別注意基于型號(hào)的噪聲控制技術(shù)研究與應(yīng)用。對(duì)此可以從以下幾方面進(jìn)行發(fā)展：

（1）噪聲傳遞機(jī)理研究。針對(duì)主減速器等主要噪聲源，研究聲波和結(jié)構(gòu)波在傳遞路徑（支撐結(jié)構(gòu)、安裝平臺(tái)、艙內(nèi)聲腔等）中的耦合傳遞特性，探索影響艙內(nèi)噪聲的關(guān)鍵因素，簡化噪聲分析模型，同時(shí)指導(dǎo)傳遞路徑的降噪設(shè)計(jì)。

（2）噪聲預(yù)估方法研究。準(zhǔn)確預(yù)估直升機(jī)復(fù)雜結(jié)構(gòu)或系統(tǒng)的噪聲特性是降噪設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。對(duì)于目前常用的有限元和統(tǒng)計(jì)能量法，前者隨機(jī)身模型增大和分析頻率變高，計(jì)算量明顯增加，迭代周期過長；后者則過度依賴試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)建模經(jīng)驗(yàn)要求也過高；嚴(yán)重影響中高頻結(jié)構(gòu)輻射聲以及空氣隔聲的預(yù)測效率和精度，進(jìn)而影響降噪設(shè)計(jì)的進(jìn)度和性能。因此，應(yīng)繼續(xù)探索快速、準(zhǔn)確的直升機(jī)噪聲預(yù)估方法，并提出適用于中高頻結(jié)構(gòu)聲/空氣聲預(yù)測的建模和分析規(guī)范。

（3）基于原有結(jié)構(gòu)的降噪設(shè)計(jì)方法研究。在目前統(tǒng)計(jì)的降噪措施中，基于直升機(jī)原有功能結(jié)構(gòu)進(jìn)行降噪設(shè)計(jì)是代價(jià)最小的噪聲控制方法。對(duì)此，可以不斷探索大阻尼的功能結(jié)構(gòu)材料、高吸聲/隔聲系數(shù)的壁板材料、具有吸振/隔振特性的支撐結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法等，同時(shí)探索在噪聲源或機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)流程中增加降噪要求的可能性，從設(shè)計(jì)階段解決噪聲問題。

（4）輕量化降噪技術(shù)研究。目前壁板阻振、隔聲和吸聲設(shè)計(jì)仍是現(xiàn)有直升機(jī)艙內(nèi)噪聲控制的主要方法，但隨著降噪要求的提高以及型號(hào)體積的增大，重量代價(jià)往往難以承受，特別是對(duì)重量敏感的特殊用途直升機(jī)?；谥谓Y(jié)構(gòu)的減振技術(shù)已為主減速器高效降噪提供新思路，可繼續(xù)從原理、構(gòu)型、降噪性能等方面繼續(xù)探索新型減振降噪技術(shù)，如聲學(xué)黑洞超結(jié)構(gòu)、聲學(xué)超材料等，增加輕量化解決途徑。當(dāng)然，也可以繼續(xù)開展基于傳統(tǒng)方法的輕量化優(yōu)化設(shè)計(jì)，研究直升機(jī)上的降噪敏感區(qū)域，并考慮利用機(jī)身上的原有設(shè)備或結(jié)構(gòu)，降低安裝面積和附加重量。

（5）主動(dòng)降噪技術(shù)研究。隨著智能化和數(shù)字化的發(fā)展，未來或能通過自適應(yīng)控制直接解決艙內(nèi)噪聲問題。但當(dāng)前還需不斷提升控制算法和硬件，解決穩(wěn)定性差、計(jì)算和響應(yīng)速度慢等問題；同時(shí)考慮優(yōu)化控制策略，探索不同控制方案下的降噪性能，從而為未來變狀態(tài)和變轉(zhuǎn)速型號(hào)的艙內(nèi)噪聲控制提供技術(shù)支撐。

（6）基于工程應(yīng)用環(huán)境的降噪技術(shù)研究。無論是傳統(tǒng)技術(shù)還是新型技術(shù)的研發(fā)，都離不開實(shí)際工程環(huán)境的考驗(yàn)，如高溫、高寒等環(huán)境適應(yīng)性、可靠性、可維護(hù)性、經(jīng)濟(jì)性、環(huán)保、安全、易安裝等方面。因此，各種降噪技術(shù)在研制中均應(yīng)增加不同應(yīng)用環(huán)境下的工程約束限制。

（7）噪聲測試與驗(yàn)證技術(shù)研究。針對(duì)不同布局的直升機(jī)型號(hào)，主減速器結(jié)構(gòu)聲和空氣聲的傳遞路徑差異較大，應(yīng)該針對(duì)型號(hào)特點(diǎn)，在不同設(shè)計(jì)階段分別對(duì)結(jié)構(gòu)件、分系統(tǒng)或整機(jī)制定合適的噪聲測試方案，診斷主傳遞路徑，篩選適用的降噪技術(shù)方案。而對(duì)于不同降噪技術(shù)的發(fā)展，則需在地面臺(tái)架、鐵鳥或科研機(jī)上選擇合適的測試位置和測量參數(shù)，制定合理的測試狀態(tài)和飛行路線，在有限的試驗(yàn)中有效評(píng)估軟件和硬件的使用要求和性能特征。

4 結(jié)論

本文針對(duì)直升機(jī)主減速器齒輪嚙合噪聲問題，總結(jié)了目前國內(nèi)外開展的一系列艙內(nèi)噪聲控制技術(shù)，可實(shí)施于主減支撐結(jié)構(gòu)、機(jī)艙壁板和聲腔等位置?？傮w來說，國外研究和應(yīng)用較多，成果豐碩，通過支撐結(jié)構(gòu)隔振、壁板阻振、隔聲封閉和吸聲等技術(shù)配合綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)，已使某些機(jī)型的艙內(nèi)噪聲達(dá)到了商用飛機(jī)水平，形成了各研究機(jī)構(gòu)與直升機(jī)廠商協(xié)作創(chuàng)新、驗(yàn)證與實(shí)施的良好局面。而中國國內(nèi)對(duì)該領(lǐng)域的研究較少，尤其是技術(shù)成熟度和型號(hào)應(yīng)用研究方面仍然薄弱。隨著市場對(duì)直升機(jī)艙內(nèi)噪聲問題的重視，需在技術(shù)設(shè)計(jì)和型號(hào)綜合應(yīng)用上形成適用于我國直升機(jī)型號(hào)研制的新方法和新思路。