民用飛機客艙艙門嘯叫問題研究

吳 斌 楊小軍 韓 峰 武戎戎

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

0 引言

飛機艙內(nèi)噪聲是影響乘客舒適性的一項重要指標(biāo)[1]。由于飛機功能需要，客艙艙門與門框之間存在間隙，該種間隙容易導(dǎo)致氣密區(qū)界面小縫泄漏問題以及在飛機外表面形成凹腔,在飛機飛行中產(chǎn)生嘯叫噪聲，對乘客和乘務(wù)員的乘坐舒適性有較大影響。

民用飛機客艙艙門嘯叫機理種類主要為氣密區(qū)界面小縫泄漏產(chǎn)生高速射流嘯叫和飛機外面凹腔在高速飛行下產(chǎn)生凹腔噪聲。氣密區(qū)界面小縫泄漏產(chǎn)生高速射流嘯叫直接原因為客艙艙門存在明顯的集中漏氣點，可通過在地面完成客艙充壓試驗定位集中漏氣位置，通過調(diào)試艙門等手段解決集中漏氣問題，進(jìn)而解決嘯叫問題。飛機外表面凹腔在高速飛行下產(chǎn)生凹腔噪聲嘯叫與飛機飛行高度和飛行速度關(guān)系密切，嘯叫現(xiàn)象無法在地面復(fù)現(xiàn)，解決難度較大。

文獻(xiàn)[2]提出通過密封帶來實現(xiàn)艙門與門框之間縫隙的隔音，在艙門內(nèi)部覆蓋隔音絕熱塊或在艙門內(nèi)填充硬質(zhì)泡沫塑料實現(xiàn)艙門門體壁板的隔音。由于艙門內(nèi)部存在大量運動機構(gòu)、支架及貫穿式結(jié)構(gòu)，艙門內(nèi)部無法覆蓋完整的隔音絕熱材料，被動降噪方法的降噪效果有限，并且會增大飛機重量[1]。文獻(xiàn)[3]和文獻(xiàn)[4]總結(jié)了飛機常見的異響種類以及對應(yīng)的解決方法，文獻(xiàn)[5]研究了大量包括機身和發(fā)動機在內(nèi)的降噪技術(shù)，文獻(xiàn)[6]研究了大角度進(jìn)近降低外界環(huán)境噪聲的方法，然而針對民用飛機客艙艙門嘯叫問題未能提出有效的解決方案。因此，本文通過研究客艙艙門嘯叫產(chǎn)生的原理，提出了一種定位客艙艙門嘯叫源的方法，并針對民用飛機客艙艙門嘯叫問題提供了一種改變嘯叫源結(jié)構(gòu)形式以避免嘯叫產(chǎn)生的方法。

1 傳遞路徑

民用飛機客艙艙門嘯叫問題，嘯叫源引發(fā)的激勵實質(zhì)可轉(zhuǎn)化為噪聲源與振動源，理論上可通過空氣傳遞與結(jié)構(gòu)聲傳遞，影響內(nèi)部聲壓級[7-8]?？諝鈧鬟f通過間隙、凹腔、通孔傳遞噪聲能量形成聲輻射，結(jié)構(gòu)聲通過激勵結(jié)構(gòu)框、梁與板等的振動傳遞振動能量形成聲輻射，在實際情況中噪聲與振動傳遞則往往是兩種模式交替與混合進(jìn)行。

按照民用飛機客艙艙門的結(jié)構(gòu)形式，嘯叫傳遞途徑包括結(jié)構(gòu)外側(cè)的蒙皮，泄漏點；艙門內(nèi)部的結(jié)構(gòu)框架(加強框、機構(gòu)件)，填充隔熱隔聲層，結(jié)構(gòu)與結(jié)構(gòu)之間、隔熱隔聲層與結(jié)構(gòu)之間、隔熱隔聲層與內(nèi)裝飾之間、結(jié)構(gòu)與內(nèi)裝飾之間存在的凹腔、通孔與間隙；艙門的內(nèi)裝飾與內(nèi)裝飾未遮蔽區(qū)透聲等。

基于上述分析，根據(jù)嘯叫源的頻率特性，嘯叫傳遞路徑為：嘯叫源-客艙艙門蒙皮尖壁-客艙艙門蒙皮-客艙艙門結(jié)構(gòu)內(nèi)側(cè)凹腔-內(nèi)裝飾未遮蔽-艙內(nèi)噪聲。嘯叫傳遞路徑分析如圖1所示。

圖1 客艙艙門嘯叫傳遞路徑圖

2 嘯叫機理

當(dāng)氣流流過凹腔區(qū)域，在凹腔頂部產(chǎn)生氣流擾動，在凹腔內(nèi)產(chǎn)生氣流回旋，會產(chǎn)生聲波波動，當(dāng)凹腔尺寸(深度D與航向長度L)一定后，飛行達(dá)到特定的高度與速度時，聲波在凹腔周圍剛性結(jié)構(gòu)與頂部高速氣流形成凹腔中復(fù)雜激蕩，在凹腔航向后沿產(chǎn)生量級較高的純音噪聲源。其機理可通過Rossiter提出的渦運流聲反饋模型[9]解釋，即氣流經(jīng)過機身表面凹腔，在開口凹腔的前緣形成振蕩剪切層，前緣脫落的漩渦向下游傳播，撞擊凹腔后緣從而形成聲波，其中一部分向上游傳播到達(dá)凹腔前緣，當(dāng)頻率與凹腔模態(tài)(由凹腔尺寸確定)匹配合適時，會加劇剪切層的振蕩和漩渦脫落，形成一個自激反饋系統(tǒng)，產(chǎn)生一系列疊加在寬頻湍流噪聲上的純音。Rossiter基于上述振蕩機理提出凹腔流動振蕩頻率方程如式(1)和式(2)。

(1)

(2)

式中：

Stn為振蕩的第n階Strouhal數(shù)；fn為振蕩的第n階頻率；L為凹腔長度；U∞和M∞分別為來流速度和Mach數(shù)；n為模態(tài)階數(shù)；α和kv是由實驗確定的經(jīng)驗常數(shù)；α為聲波到達(dá)上游時凹腔前緣脫落相互作用而產(chǎn)生的時間滯后；kv與渦運流速度與主流速度的比值有關(guān)，一般對淺凹腔(L/D≥2) ，α=0.25，kv=0.57[10]。

某型飛機客艙艙門與門框的間隙間存在凹腔，并且艙門蒙皮邊緣伸出產(chǎn)生尖壁，形成的縫隙剖面如圖2所示。根據(jù)凹腔的自激振蕩物理模型，如果客艙艙門與門框的間隙較大，氣流竄入量引起凹腔內(nèi)氣流擾動劇烈，引起尖劈受迫振蕩通過客艙艙門蒙皮傳遞高頻噪聲(嘯叫)傳入客艙內(nèi)部。

圖2 艙門門縫間隙剖面

此類帶尖壁凹腔嘯叫量級與凹腔尺度關(guān)系密切。某型飛機客艙艙門區(qū)域嘯叫與飛行參數(shù)對應(yīng)關(guān)系如圖3所示。艙門打開狀態(tài)下，艙門蒙皮邊緣伸出的尖壁與其下方密封件距離較近(部分區(qū)域甚至貼合)；而當(dāng)艙門關(guān)閉、飛機飛行高度為6 000 ft～15 000 ft(或地面增壓4 psi～5 psi)，艙門結(jié)構(gòu)受壓往機身外側(cè)移動，密封件與門框擋件擠壓，使尖壁與密封件之間形成一個腔體，在高速氣流(飛行速度250 kts～280 kts)擾動下產(chǎn)生明顯嘯叫；而隨著飛機高度繼續(xù)升高(或地面增壓7 psi以上)，密封件會因內(nèi)外壓差增加而逐漸向機身外側(cè)鼓脹，逐步填塞尖壁與密封件之間形成的腔體，嘯叫減至不易識別甚至消失。

圖3 嘯叫與飛行參數(shù)對應(yīng)關(guān)系圖

將嘯叫頻率與飛行參數(shù)代入式(2)計算，引起嘯叫的凹腔長度約8 mm，檢查飛機客艙艙門與機身門框之間的間隙，順航向后側(cè)直線段8個測量點位的間隙值為8 mm～9 mm，可確定嘯叫源為順航向后側(cè)直線段區(qū)域。

3 解決方案及試驗驗證

根據(jù)Rossiter提出的凹腔流動震蕩頻率方程可知，凹腔引發(fā)的嘯叫一旦產(chǎn)生后，嘯叫峰值頻率隨速度增加而增加，隨高度增加而降低，隨凹腔間隙長度減小而減小。因此，可通過減小凹腔間隙長度降低嘯叫頻率。

飛行試驗表明，在修切客艙艙門順航向后側(cè)直線段蒙皮之前，飛機完整的一個飛行循環(huán)無嘯叫現(xiàn)象；在修切客艙艙門順航向后側(cè)直線段蒙皮之后，飛機在飛行中出現(xiàn)嘯叫現(xiàn)象；對客艙艙門順航向后側(cè)直線段區(qū)域填角密封，填充了尖壁下方腔體，如圖4所示，飛機完整的一個飛行循環(huán)無嘯叫現(xiàn)象。抑制措施實施前后噪聲頻譜對比，如圖5所示。

圖4 填角密封圖示

4 結(jié)論

針對民用飛機客艙艙門嘯叫問題，提出了一種改變嘯叫源結(jié)構(gòu)形式以避免嘯叫產(chǎn)生的方法，得到以下結(jié)論：

1)客艙艙門結(jié)構(gòu)與機身結(jié)構(gòu)之間的間隙值是客艙艙門嘯叫噪聲的重要影響因素，減小該間隙值有利于抑制嘯叫噪聲；

2)客艙艙門嘯叫噪聲通過對嘯叫源填角密封處理，抑制嘯叫噪聲，填角密封處理方法對飛機重量影響較??；

3)在民用飛機客艙艙門結(jié)構(gòu)設(shè)計方面，建議艙門外蒙皮留有設(shè)計余量，待艙門安裝到機身并且完成調(diào)試以后，再將外蒙皮修切到最終狀態(tài)。

圖5 抑制措施實施前后噪聲頻譜對比