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    直升機(jī)艙內(nèi)主減速器噪聲控制技術(shù)研究綜述

    2022-04-27 01:46:18王風(fēng)嬌李明強(qiáng)彭海鋒
    關(guān)鍵詞:噪聲控制撐桿壁板

    王風(fēng)嬌,李明強(qiáng),彭海鋒,陸 洋

    (1.中國(guó)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(chǎng)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(guò)95 dB[4?5]。因此,主減速器噪聲問(wèn)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(guó)目前對(duì)該問(wèn)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(guó)內(nèi)直升機(jī)艙內(nèi)噪聲水平明顯高于國(guó)外,無(wú)法滿足人們對(duì)乘坐舒適度要求的日益提高。為解決該問(wèn)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(guó)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(guó)未來(lái)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(jiǎn)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(guó)NASA 等研究機(jī)構(gòu)通過(guò)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(guò)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(guò)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(lái)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(guò)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(lái)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(guò)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(guó)賓州州立大學(xué)的Smith團(tuán)隊(duì),從2000 年開(kāi)始,該團(tuán)隊(duì)通過(guò)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(guò)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(jiàn)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(guó)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(jiàn)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(jiàn)圖5(c)[44],解決了現(xiàn)有方案無(wú)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(wèn)題。目前,該團(tuán)隊(duì)已基于某直升機(jī)模型系統(tǒng)地開(kāi)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(guò)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(wú)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(guò)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(guò)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(wú)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(guò)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(zhǎng)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(wú)疑是一個(gè)漫長(zhǎng)的過(guò)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(jiǎn)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(jiǎn)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(guó)UTC 公司提出,通過(guò)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(guò)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(cè)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(guó)內(nèi)外繼續(xù)在A109和Bell 407 等機(jī)型上開(kāi)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(wèn)題提供了技術(shù)支撐。中國(guó)國(guó)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(kāi)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(cè)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(guò)程中的安裝和維護(hù)等問(wèn)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(chǎng)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(wèn)題。若這些問(wèn)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(guò)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(guò)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(lái)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(mén)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(cè)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(guò)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(cè)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小[67],而且其發(fā)展還需解決一些材料性能和生產(chǎn)的問(wèn)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(wú)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(jiǎn)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(guò)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(lái),歐洲ONE?RA(圖7(c)[1])、DLR、NLR 等研究機(jī)構(gòu)開(kāi)展了大量工作,并在EC Dauphin 等型號(hào)上開(kāi)展了飛行試驗(yàn)驗(yàn)證,證明通過(guò)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(mén)[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(wú)法適應(yīng)旋翼轉(zhuǎn)速變化等問(wèn)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?jī)?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(wèn)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(guò)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(guò)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(wèn)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(guò)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(kāi)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(guò)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(guò)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(kāi)發(fā)周期較長(zhǎng)等問(wèn)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(zhǎng)。

    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(guò)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(jiàn)吸聲材料包括毛毯、玻璃棉等多孔材料,安裝簡(jiǎn)便但會(huì)帶來(lái)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(guò)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(kāi)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(guò)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(lái)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(chǎng)下存在不收斂問(wèn)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(wèn)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(cè)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(guó)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(kāi)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(guó)國(guó)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(jiàn),國(guó)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(chǎng)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(guó)要在國(guó)際直升機(jī)市場(chǎng)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(jiǎn)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(guò)長(zhǎng);后者則過(guò)度依賴試驗(yàn)數(shù)據(jù),對(duì)建模經(jīng)驗(yàn)要求也過(guò)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(cè)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(cè)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(wèn)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)。基于支撐結(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(kāi)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(lái)或能通過(guò)自適應(yīng)控制直接解決艙內(nèi)噪聲問(wèn)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(wèn)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(lái)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(wú)論是傳統(tǒng)技術(shù)還是新型技術(shù)的研發(fā),都離不開(kāi)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(cè)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(cè)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(niǎo)或科研機(jī)上選擇合適的測(cè)試位置和測(cè)量參數(shù),制定合理的測(cè)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(wèn)題,總結(jié)了目前國(guó)內(nèi)外開(kāi)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(lái)說(shuō),國(guó)外研究和應(yīng)用較多,成果豐碩,通過(guò)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(guó)國(guó)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(chǎng)對(duì)直升機(jī)艙內(nèi)噪聲問(wèn)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(guó)直升機(jī)型號(hào)研制的新方法和新思路。

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