軍用直升機(jī)振動(dòng)與噪聲控制技術(shù)

劉孝輝，徐新喜，白 松，楊 猛，王 偉

(軍事醫(yī)學(xué)科學(xué)院衛(wèi)生裝備研究所，天津 300161)

0 引言

直升機(jī)具有垂直起落、空中懸停、機(jī)動(dòng)靈活、無需專用地面跑道［1］等特點(diǎn)，在近地武裝攻擊、偵查巡邏、物資輸送、傷病員緊急救治輸送等軍事領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。軍用直升機(jī)振動(dòng)噪聲水平，是影響直升機(jī)安全性、舒適性、使用壽命和機(jī)載設(shè)備工作可靠性的重要因素。美國陸軍航空兵司令部早在1993年的“未來直升機(jī)發(fā)展計(jì)劃”中就明確提出了將直升機(jī)振動(dòng)和噪聲水平降低50%的要求，歐洲直升機(jī)公司也在其“未來十年發(fā)展計(jì)劃”中提出了降低直升機(jī)振動(dòng)與噪聲水平，使直升機(jī)外部噪聲達(dá)到低于IACO標(biāo)準(zhǔn)10epndB，艙內(nèi)噪聲達(dá)到80dB以下的要求［2］。我國目前裝備的軍用直升機(jī)定常飛行狀態(tài)座艙振動(dòng)加速度幅度一般在0.10g－0.25g之間，比民用噴氣飛機(jī)惡劣，艙內(nèi)噪聲總聲壓級(jí)高達(dá)110～120dB［3］。軍用直升機(jī)振動(dòng)與噪聲聯(lián)合作用環(huán)境，不僅會(huì)降低直升機(jī)結(jié)構(gòu)部件疲勞強(qiáng)度，影響機(jī)載設(shè)備正常工作，還會(huì)干擾飛行員正常工作，降低空勤人員工效性和舒適性，嚴(yán)重時(shí)還會(huì)導(dǎo)致生理疾病。研究資料顯示，直升機(jī)40%的事故都與振動(dòng)有關(guān)。直升機(jī)振動(dòng)與噪聲環(huán)境會(huì)引起人體腦中樞機(jī)能下降，容易產(chǎn)生眩暈、疲勞等身體不適，長(zhǎng)期暴露在振動(dòng)噪聲環(huán)境中的空勤人員普遍存在脊柱、腰部、胃腸道疾?。?］;與其它機(jī)種飛行員相比，直升機(jī)飛行員聽力異常發(fā)生率更高［5－8］。因此，關(guān)于軍用直升機(jī)振動(dòng)與噪聲控制技術(shù)的研究就顯得尤為重要。

1 軍用直升機(jī)振動(dòng)控制技術(shù)

1.1 傳統(tǒng)振動(dòng)控制技術(shù)

軍用直升機(jī)激振力主要來自旋翼、傳動(dòng)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)，系統(tǒng)振動(dòng)傳遞路線如圖1所示［9］。傳統(tǒng)的軍用直升機(jī)振動(dòng)控制技術(shù)主要通過采用無源的慣性、彈性、阻尼元件轉(zhuǎn)移、吸收、隔離系統(tǒng)振動(dòng)能量，又稱振動(dòng)被動(dòng)控制技術(shù)或無源控制技術(shù)。振動(dòng)被動(dòng)控制技術(shù)主要從降低或吸收直升機(jī)振源能量、控制振動(dòng)傳遞路徑、控制受控對(duì)象響應(yīng)三個(gè)方面進(jìn)行減振。

圖1 軍用直升機(jī)振動(dòng)傳播路線圖

1.1.1 振源振動(dòng)控制

任何降低和吸收振源振動(dòng)能量的方法都有利于控制直升機(jī)整機(jī)振動(dòng)水平。采用高強(qiáng)度、大模量、低密度的復(fù)合材料，利用動(dòng)力學(xué)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法和復(fù)合材料裁剪技術(shù)，優(yōu)化槳葉外形，能夠在減少直升機(jī)振源能量的同時(shí)，降低直升機(jī)氣動(dòng)噪聲水平［10］;采用吸振元件對(duì)旋翼進(jìn)行吸振處理，吸收旋翼振動(dòng)能量，如美國的OH－6A直升機(jī)在旋翼單片槳葉上安裝兩只離心擺式吸振器對(duì)旋翼進(jìn)行直接吸振，100Km飛行試驗(yàn)表明，座艙振動(dòng)水平從 1.8m/s2下降到0.5m/s2，下降了72%，我國的直 －6上也在旋翼槳榖上應(yīng)用雙線擺式吸振器，使座艙位置縱、側(cè)向振動(dòng)降低了60%，主減速器架的交變應(yīng)力降低了45%［11］。

1.1.2 振動(dòng)傳遞路徑控制

振動(dòng)傳遞路徑控制主要通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化、柔性連接、阻尼減振等手段在振動(dòng)載荷傳遞路徑上減小振動(dòng)的傳遞。理論分析表明，采用結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)理論，使直升機(jī)機(jī)身與旋翼/主減速器系統(tǒng)彈性梁的連接點(diǎn)位于彈性梁在旋翼激勵(lì)主要成分作用下的受迫陣型節(jié)點(diǎn)附近，可顯著減小旋翼振動(dòng)載荷向直升機(jī)機(jī)身的傳遞;在機(jī)體與旋翼/主減速器系統(tǒng)之間采用彈性阻尼元件連接，阻隔發(fā)動(dòng)機(jī)或旋翼系統(tǒng)向機(jī)身所傳遞的激振力和激振力矩，能夠有效地降低直升機(jī)的振動(dòng)水平，如我國直－8、直－9就采用聚焦式隔振系統(tǒng)(旋翼/主減速器系統(tǒng)采用聚焦彈性方法與機(jī)體固定，如圖2所示)，在巡航狀態(tài)下，駕駛員座椅安裝地板處的垂直振動(dòng)水平降至0.15g左右［11］。

圖2 聚焦式隔振原理圖

1.1.3 受控對(duì)象響應(yīng)控制

軍用直升機(jī)各功能子系統(tǒng)及相應(yīng)設(shè)備對(duì)振動(dòng)的要求和耐受程度不同，有的系統(tǒng)對(duì)振動(dòng)較為敏感。如俄羅斯的新型武裝直升機(jī)Ka－50，在研制過程中就出現(xiàn)因武器瞄準(zhǔn)具振動(dòng)響應(yīng)過大導(dǎo)致其無法鎖定目標(biāo)的情況［12］。受控對(duì)象響應(yīng)控制就是將振動(dòng)敏感對(duì)象作為受控目標(biāo)，有針對(duì)性地進(jìn)行振動(dòng)響應(yīng)控制。常用的方法有:設(shè)計(jì)專門的減振平臺(tái)，如某武裝直升機(jī)針對(duì)光電成像系統(tǒng)設(shè)計(jì)專門的穩(wěn)定減振機(jī)構(gòu)，提高光電設(shè)備成像質(zhì)量［13］;采用動(dòng)力反共振隔振器對(duì)駕駛員、座艙、燃油箱進(jìn)行隔振，如美國的UH－2A直升機(jī);采用減振器，如俄羅斯的米系列直升機(jī)采用АД－*А空氣阻尼減振器、АПН全金屬減振器對(duì)機(jī)載電臺(tái)、整流器、調(diào)壓器、參數(shù)記錄儀等機(jī)載設(shè)備進(jìn)行減振［14］，Mario Ceriani等人采用橡膠塊內(nèi)嵌阻尼技術(shù)對(duì)救護(hù)直升機(jī)機(jī)載擔(dān)架臺(tái)進(jìn)行隔振，以提高傷病員的乘臥舒適性，并申請(qǐng)了美國專利［15］。圖3為某直升機(jī)機(jī)載雷達(dá)采用的鋼絲繩減振方案［16］。

圖3 機(jī)載雷達(dá)設(shè)備隔振器安裝布置圖

傳統(tǒng)的振動(dòng)控制技術(shù)無需外界能量輸入，裝置結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，可靠性高，控制成本低，技術(shù)較為成熟，在降低軍用直升機(jī)振動(dòng)水平領(lǐng)域應(yīng)用廣泛，但受自身固有特性制約，傳統(tǒng)的振動(dòng)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)參數(shù)難以隨外界激勵(lì)變化而自動(dòng)進(jìn)行相應(yīng)調(diào)整，不能實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)振動(dòng)環(huán)境并做出反應(yīng)，即使采用優(yōu)化設(shè)計(jì)方法也只能將其性能改善到一定程度，隔振頻譜范圍有限，對(duì)低頻振動(dòng)控制能力有限［17］。

1.2 振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)

軍用直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)，是指在直升機(jī)飛行過程中，根據(jù)振動(dòng)傳感器檢測(cè)到的振動(dòng)信號(hào)，采取適宜的控制策略，改變受控對(duì)象參數(shù)或驅(qū)動(dòng)作動(dòng)器向受控部位提供控制力，從而達(dá)到振動(dòng)控制目標(biāo)的技術(shù)。由于直升機(jī)旋翼系統(tǒng)對(duì)機(jī)身施加的周期性激勵(lì)是引發(fā)直升機(jī)振動(dòng)的主要原因，因此，軍用直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)主要針對(duì)直升機(jī)旋翼系統(tǒng)引起的一階通過頻率下的周期振動(dòng)進(jìn)行控制。

1.2.1 高階諧波控制 (Higher harmonic control，HHC)

高階諧波控制主要采用閉環(huán)主動(dòng)控制系統(tǒng)，根據(jù)直升機(jī)飛行過程中實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)的振動(dòng)反饋信號(hào)，采取一定的控制規(guī)律控制自動(dòng)傾斜器或單片槳葉調(diào)整槳距角變化來達(dá)到降低槳葉振動(dòng)的目的［18］。自動(dòng)傾斜器控制方法在美國OH－6A及法國SA349兩種機(jī)型上進(jìn)行過試驗(yàn)驗(yàn)證［19］。美國OH－6A飛行試驗(yàn)表明在低速范圍內(nèi)減振效果明顯，縱向可使振動(dòng)減少70～90%，整機(jī)振動(dòng)水平可減至0.05g以下;法國SA349飛行試驗(yàn)顯示，250km/h速度下，直升機(jī)座艙振動(dòng)水平降低了80%;單片槳葉控制方法在德軍的CH－53G直升機(jī)上進(jìn)行過試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明該方法可使貨艙振動(dòng)水平降低63%，特定位置上降低 90%以上［20］。

1.2.2 結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制(Active control of structural response，ACSR)

結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制主要通過在旋翼振動(dòng)載荷傳遞路徑上布置作動(dòng)器，根據(jù)直升機(jī)飛行過程中實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)的振動(dòng)反饋信號(hào)，按照一定的控制規(guī)律驅(qū)動(dòng)作動(dòng)器向直升機(jī)受控部位輸出控制力，以達(dá)到“用振動(dòng)抑制振動(dòng)”的目的。與高階諧波控制方法相比，結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制的執(zhí)行元件布置在旋翼載荷的傳遞路線上，當(dāng)系統(tǒng)出現(xiàn)故障時(shí)不會(huì)影響旋翼系統(tǒng)的工作狀態(tài)，適航性能更好。目前，ACSR在EH101、UH－60、S－76、S－92等機(jī)型上都進(jìn)行過飛行試驗(yàn)，在EH101直升機(jī)上的飛行試驗(yàn)結(jié)果顯示，直升機(jī)駕駛艙和客艙的平均振動(dòng)水平可降低70%～85%，在S－76直升機(jī)上的試驗(yàn)結(jié)果達(dá)到了美國陸軍制定的ADS－27要求［21］，目前ACSR系統(tǒng)已成功應(yīng)用于定型后的EH101直升機(jī)。

1.2.3 主動(dòng)后緣襟翼控制(Actively controlled trailing edge flap，ACF)

主動(dòng)后緣襟翼控制主要通過在旋翼槳葉后緣處安裝由智能材料(壓電陶瓷晶體、磁致伸縮材料等)作動(dòng)器控制的襟翼，根據(jù)直升機(jī)飛行過程中實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)的振動(dòng)反饋信號(hào)，按照一定的控制規(guī)律改變槳葉后緣襟翼迎角，使伺服襟翼產(chǎn)生一個(gè)附加扭矩，平衡槳葉振動(dòng)［22］。德國BK－117直升機(jī)飛行試驗(yàn)結(jié)果顯示，采用主動(dòng)后緣襟翼控制后，巡航狀態(tài)下旋翼振動(dòng)降低了90%。與其它主動(dòng)控制技術(shù)相比，ACF控制伺服襟翼面積很小，完全不需操作系統(tǒng)中的液壓助力系統(tǒng)，消耗功率較低，不存在適航性問題，具有很大的發(fā)展空間和應(yīng)用前景，目前已成為直升機(jī)減振、降噪的熱點(diǎn)。

2 軍用直升機(jī)噪聲控制技術(shù)

2.1 直升機(jī)噪聲源

軍用直升機(jī)噪聲源主要來自旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)、傳動(dòng)系統(tǒng)等。按環(huán)境影響范圍可分為艙內(nèi)噪聲和艙外噪聲，艙內(nèi)噪聲主要對(duì)空勤人員及乘員的生理和心理產(chǎn)生影響，艙外噪聲主要對(duì)直升機(jī)的隱身性能、周邊環(huán)境等產(chǎn)生影響。

旋翼、尾槳噪聲分為旋轉(zhuǎn)噪聲、脈沖噪聲和寬帶噪聲。旋轉(zhuǎn)噪聲聲能主要分布在旋翼、尾槳槳葉的通過頻率上，具有純音性質(zhì)(諧波噪聲)，在噪聲低頻段處支配地位;脈沖噪聲主要來源于槳－渦干擾噪聲(BVI)和高速脈沖噪聲(HSI)，與旋翼噪聲不同，尾槳噪聲一般不會(huì)出現(xiàn)HSI噪聲，當(dāng)直升機(jī)出現(xiàn)脈沖噪聲時(shí)，會(huì)大幅提高直升機(jī)噪聲水平;寬帶噪聲由槳葉上的氣流隨機(jī)脈動(dòng)引起，具有隨機(jī)、寬頻帶等特性，聲能主要分布在100Hz－1000Hz范圍，與其它噪聲相比，寬帶噪聲能量較低，幅值較小。因此旋轉(zhuǎn)噪聲和脈沖噪聲是旋翼、尾槳噪聲的主要來源。

我國目前所使用的軍用直升機(jī)一般采用渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)，如米 －171的 TB3－117BM發(fā)動(dòng)機(jī)，直 －8A的WZ－6A發(fā)動(dòng)機(jī)，直－9A的WZ－8A發(fā)動(dòng)機(jī)等。渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲主要包含兩部分:進(jìn)氣壓縮機(jī)噪聲與排氣噪聲。進(jìn)氣噪聲具有系列純音性質(zhì)、排氣噪聲具有隨機(jī)性質(zhì)。圖4為典型渦輪軸直升機(jī)噪聲頻譜圖［23］。

減速器噪聲主要是由齒輪嚙合誤差而產(chǎn)生的高頻嚙合激振力引起機(jī)匣、支架等結(jié)構(gòu)振動(dòng)向大氣輻射的結(jié)構(gòu)噪聲，該噪聲也具有純音性質(zhì)。

圖4 典型渦軸直升機(jī)噪聲頻譜圖

2.2 降噪技術(shù)

2.2.1 減振降噪

從理論上講任何減少軍用直升機(jī)噪聲源振動(dòng)的方法，都有利于直升機(jī)噪聲水平的降低。采用前面所述振動(dòng)控制方法對(duì)直升機(jī)進(jìn)行減振處理，都能夠在不同程度上降低直升機(jī)的整體噪聲水平。如德國BK－117直升機(jī)在采用ACF振動(dòng)控制后，在飛行試驗(yàn)中，不僅降低了旋翼振動(dòng)水平，還能夠有效降低旋翼脈沖噪聲，可使直升機(jī)噪聲水平下降6dB，該系統(tǒng)有望安裝在EC－145直升機(jī)上［24］;在美國UH－60上應(yīng)用單片槳葉控制系統(tǒng)后，全尺寸風(fēng)洞試驗(yàn)表明，該機(jī)BVI噪聲水平可降低12dB左右［25］。

2.2.2 槳葉優(yōu)化設(shè)計(jì)

理論和試驗(yàn)表明，通過使用復(fù)合材料、采用先進(jìn)翼形、優(yōu)化槳葉形狀、減少槳尖葉片厚度、改變槳葉扭轉(zhuǎn)角，改進(jìn)旋翼氣動(dòng)性能，可直接顯著地降低直升機(jī)旋翼噪聲水平［26－27］。如美國RAH－66就采用后掠式旋翼槳尖降低旋翼噪聲，復(fù)合材料涵道式尾槳消除旋翼與尾槳?dú)饬鏖g的相互作用，可使直升機(jī)噪聲水平下降2－3dB。此外，由于采用了復(fù)合材料，槳葉葉型和彎曲度在整個(gè)翼展范圍內(nèi)都有變化，這種設(shè)計(jì)可使直升機(jī)在低速飛行時(shí)降低旋翼轉(zhuǎn)速，進(jìn)而達(dá)到降低旋翼噪聲的目的［28］。

2.2.3 減速器降噪

減速器齒輪嚙合頻率及其各階諧波產(chǎn)生的噪聲是直升機(jī)噪聲的重要組成，目前主要通過提高齒輪嚙合剛度、齒輪幅板附加阻尼層、對(duì)減速器殼體采用彈性懸置、優(yōu)化傳動(dòng)齒輪等措施達(dá)到減振降噪的目的。Lewicki等人就對(duì)改進(jìn)后的螺旋傘齒輪進(jìn)行了試驗(yàn)評(píng)估，試驗(yàn)利用直升機(jī)傳動(dòng)試驗(yàn)臺(tái)在OH－58D直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)上進(jìn)行，試驗(yàn)結(jié)果顯示，在輸出75%扭矩下，減速器齒輪在嚙合頻率1905Hz和其諧波頻率3810 Hz下的聲功率和降低了6 dB，在100%扭矩下，聲功率和降低了10dB［29］。

2.2.4 發(fā)動(dòng)機(jī)及傳動(dòng)系統(tǒng)降噪

采用結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法優(yōu)化發(fā)動(dòng)機(jī)及傳動(dòng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，改善發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)出風(fēng)口結(jié)構(gòu)降低發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)出氣噪聲水平，提高加工和裝配質(zhì)量，改善傳動(dòng)齒輪和殼體振動(dòng)特性，采取隔振、阻尼減振(如采用丁基橡膠懸置)等措施都可以有效地降低直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)及傳動(dòng)系統(tǒng)的噪聲水平。如在RAH－66直升機(jī)尾梁兩側(cè)設(shè)置向下狹長(zhǎng)的帶狀排氣口，就可以達(dá)到降低發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噪聲水平的目的。此外，如英國的WAH－64就是通過在美國AH－64D的基礎(chǔ)上換裝兩臺(tái)性能更加卓越的低噪聲大推力Rolls RTM－322發(fā)動(dòng)機(jī)，達(dá)到提高整機(jī)動(dòng)力降低噪聲的目的［30］。

2.2.5 機(jī)艙內(nèi)部聲學(xué)環(huán)境改造

軍用直升機(jī)內(nèi)部聲學(xué)環(huán)境改造主要是在兼顧直升機(jī)安全性、可維修性、人機(jī)工效性等各項(xiàng)性能的基礎(chǔ)上，通過綜合使用吸聲降噪、隔聲降噪、阻尼降噪、有源消音降噪等技術(shù)，實(shí)現(xiàn)降低直升機(jī)艙內(nèi)噪音水平、提高直升機(jī)舒適性的目的。

1)吸聲降噪

吸聲降噪是指通過在噪聲源周圍布置多孔吸聲材料，利用吸聲材料的吸聲性能減小噪聲反射來達(dá)到降低噪音的技術(shù)。

2)隔聲降噪

隔聲降噪主要是在直升機(jī)噪音傳播路徑上設(shè)置屏蔽，使入射聲能被反射和吸收，減少透射聲能。

3)阻尼降噪

阻尼降噪主要針對(duì)金屬薄壁結(jié)構(gòu)，通過在薄壁結(jié)構(gòu)上粘貼阻尼材料，利用阻尼材料的阻尼特性將結(jié)構(gòu)振動(dòng)能量轉(zhuǎn)化為熱能耗散，降低結(jié)構(gòu)振動(dòng)產(chǎn)生的聲輻射能量。

4)有源消音降噪

有源消音降噪采用“聲波抵消聲波”原理，通過在機(jī)艙內(nèi)布置控制聲源，在直升機(jī)原聲場(chǎng)上疊加等幅反向主動(dòng)聲場(chǎng)，達(dá)到降低艙室噪聲的目的。系統(tǒng)較為復(fù)雜，工程實(shí)現(xiàn)相對(duì)困難，經(jīng)濟(jì)性差，目前主要還在工程試驗(yàn)階段，應(yīng)用有限。

圖5(a)為某重型直升機(jī)座艙聲學(xué)環(huán)境改造示意圖，圖5(b)為改造前后直升機(jī)飛行試驗(yàn)聲學(xué)處理結(jié)果。試驗(yàn)數(shù)據(jù)顯示，在未進(jìn)行聲學(xué)改造前，座艙噪聲水平108～122dB，平均值115 dB，改造后為83～90 dB，平均值87 dB，平均降低了28 dB，效果顯著［23］。

圖5 聲學(xué)處理示意圖及試驗(yàn)結(jié)果

3 展望

軍用直升機(jī)振源、聲源環(huán)境復(fù)雜，影響因素較多，直升機(jī)振動(dòng)與噪聲水平一直是評(píng)價(jià)直升機(jī)性能的重要組成部分。隨著新型功能材料的應(yīng)用、減振降噪理論的深入、仿真試驗(yàn)手段以及控制技術(shù)的不斷發(fā)展，軍用直升機(jī)減振降噪技術(shù)將具有美好的發(fā)展前景。

1)新型功能材料的應(yīng)用

隨著智能材料技術(shù)的發(fā)展，人們提出了智能結(jié)構(gòu)的新思路，用重量輕、體積小、輸出響應(yīng)快的智能材料做作動(dòng)器或傳感器，附加或埋入槳葉，通過一定的控制規(guī)律控制槳葉的智能旋翼技術(shù)，是實(shí)現(xiàn)直升機(jī)減振降噪目的的治本技術(shù)，具有廣闊的發(fā)展空間。

2)結(jié)構(gòu)控制數(shù)值仿真與試驗(yàn)手段的發(fā)展

隨著減振降噪理論與計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，結(jié)合直升機(jī)動(dòng)力學(xué)理論對(duì)直升機(jī)進(jìn)行振動(dòng)與噪聲分析，采用數(shù)值仿真方法，如有限元法、邊界元法、統(tǒng)計(jì)能量法等建立直升機(jī)振動(dòng)和噪聲模型，在直升機(jī)制造前，利用 Anasy、Nastran、Adams、Sysnoise、Autosea 等開展振動(dòng)與噪聲優(yōu)化設(shè)計(jì)，預(yù)測(cè)直升機(jī)振動(dòng)噪聲水平，將是一種必然趨勢(shì)。

3)主動(dòng)減振降噪技術(shù)研究

傳統(tǒng)的被動(dòng)減振降噪技術(shù)工程實(shí)現(xiàn)相對(duì)較為容易，但減振降噪能力有限，難以實(shí)現(xiàn)對(duì)低頻振動(dòng)噪聲的有效控制。主動(dòng)減振降噪技術(shù)從理論上講可對(duì)任意結(jié)構(gòu)進(jìn)行控制，具有極強(qiáng)的適應(yīng)性和調(diào)節(jié)性，對(duì)低頻振動(dòng)噪聲也有良好的控制效果，但控制系統(tǒng)復(fù)雜，成本較高。因此，開展軍用直升機(jī)主動(dòng)減振降噪研究，研發(fā)質(zhì)量輕、價(jià)格便宜、能耗少、反應(yīng)靈敏、可靠性高的主動(dòng)減振降噪系統(tǒng)將是未來軍用直升機(jī)減振降噪的一個(gè)熱點(diǎn)。

4)平臺(tái)二次綜合改造

我國軍用直升機(jī)工業(yè)體系起步較晚，現(xiàn)有軍用直升機(jī)機(jī)型根據(jù)軍事任務(wù)不同往往需要在已定型平臺(tái)上進(jìn)行二次改造以完善其功能。在改造工程中應(yīng)堅(jiān)持系統(tǒng)工程設(shè)計(jì)方法，從全局考慮直升機(jī)的振動(dòng)與噪聲水平，在滿足直升機(jī)功能和經(jīng)濟(jì)性的前提下盡量使用靜音設(shè)備，減少機(jī)艙內(nèi)振動(dòng)噪聲源;開發(fā)和使用高性能隔振器(無諧振峰隔振器、金屬橡膠隔振器等)，高阻尼橡膠(硅橡膠、丁基橡膠等)，高吸聲系數(shù)和較低導(dǎo)熱系數(shù)的吸聲材料(玻璃纖維棉、聚氨酯聲學(xué)泡沫等)，質(zhì)量輕且具有良好隔聲效果的復(fù)合材料(復(fù)合材料蜂窩夾層板、阻尼復(fù)合鋼板等)對(duì)直升機(jī)進(jìn)行綜合隔振、阻振、吸聲、隔聲處理，將能夠取得良好的減振降噪效果。

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