殷 鵬，黃斌根，劉忠超

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

以往設(shè)計直升機時，主要關(guān)注的是動力、結(jié)構(gòu)、氣動等方面的問題，而噪聲總被認為是一個次要問題。隨著直升機在民用和軍用領(lǐng)域的應(yīng)用越來越廣，直升機的噪聲問題也開始得到了重視。在軍用方面，可以利用直升機的噪聲特性信息進行探測、定位、識別來反制敵方直升機，而降低己方直升機的噪聲則可以減小被探測的概率；在民用方面，降低直升機的噪聲則可增加乘員乘坐時的舒適性。進行聲源定位和噪聲控制之前，首先需要了解的就是直升機的噪聲特性。

直升機噪聲主要來自三大動部件，即旋翼系統(tǒng)、發(fā)動機和傳動系統(tǒng)。旋翼系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生周期變化的氣動噪聲；發(fā)動機噪聲主要來自進氣部分的壓氣機噪聲和排氣部分的排氣噪聲；傳動系統(tǒng)噪聲主要為各級齒輪嚙合和旋轉(zhuǎn)部件旋轉(zhuǎn)等產(chǎn)生的噪聲[1]。

本文以某型直升機為研究對象，測量了多個飛行狀態(tài)下的噪聲，進行了噪聲源分析與倍頻程聲壓級分析，了解了直升機的主要噪聲源與噪聲能量分布情況。分析結(jié)果為該型直升機的噪聲控制提供了有效的依據(jù)。

1 噪聲測量試驗概述

在直升機機體上共21個位置布置了傳聲器，位置示意圖見圖1、圖2。其中艙內(nèi)傳聲器使用B&K 4189普通傳聲器，量程為±140Pa；艙外傳聲器使用CHZ401高聲強傳聲器，量程為±2500Pa；數(shù)據(jù)采集設(shè)備使用B&K 3053采集卡，采樣率為65536Hz。

本次測量試驗一共記錄了6個飛行狀態(tài)下的噪聲數(shù)據(jù)，飛行狀態(tài)詳見表1。

圖1 傳聲器測點布置示意圖(艙外)

圖2 傳聲器測點布置示意圖(艙內(nèi))

飛行狀態(tài)速度高度地效懸停-5m無地效懸停-20m爬升-20m～500m平飛160km/h500m平飛180km/h500m平飛200km/h500m

2 A計權(quán)網(wǎng)絡(luò)

評估噪聲特性往往需要考慮人耳對噪聲的感受。在實際測量中，一般采用A計權(quán)網(wǎng)絡(luò)先對噪聲信號進行加權(quán)。A計權(quán)網(wǎng)絡(luò)是按IEC規(guī)定選取接近人耳對聲音頻率的等響曲線設(shè)計的，加權(quán)后得到的信號在低頻和高頻都有一定程度的減益。這樣處理后得到的聲壓級就能代表人耳對噪聲的感受[2]。A計權(quán)計算公式在標準IEC61672中給出

(1)

其中，A1000=2.000dB，f1=20.6Hz，f2=107.7Hz，f3=737.9Hz，f4=12194Hz。

3 噪聲源分析

對于噪聲而言，頻譜中的低幅值的寬帶噪聲一般來源于部件的隨機運動以及飛行時的風噪，而頻譜中的線譜一般是運動部件周期運動產(chǎn)生的，例如傳動系統(tǒng)中齒輪的嚙合，旋翼和尾槳旋轉(zhuǎn)等等。

圖3給出了160km/h平飛狀態(tài)下乘員艙內(nèi)的噪聲頻譜圖，可以看到，噪聲能量主要集中在中低頻段。其他飛行狀態(tài)能量分布主要也是集中在中低頻段。

使用A計權(quán)網(wǎng)絡(luò)濾波處理后，由于人耳對低、高頻噪聲的不敏感，噪音能量分布變成主要集中在中頻段，如圖4所示。其中最大的峰值位于467Hz處。參照該型機的各動部件的特征頻率，表2中給出了各主要頻率噪聲的聲壓級大小與對應(yīng)的噪聲來源。

圖4 160km/h平飛狀態(tài)A計權(quán)乘員艙噪聲頻譜

頻率/(Hz)聲壓級/(dBA)噪聲來源46795.6發(fā)動機自由渦輪轉(zhuǎn)速126894.3主減速器第二對齒輪嚙合頻率157488.2中減速器嚙合頻率63082.3尾減速器嚙合頻率139679.4發(fā)動機自由渦輪轉(zhuǎn)速頻率三階8078.9旋翼四階通過頻率及尾槳一階通過頻率330976.3主減速器第一對齒輪嚙合頻率2062.1旋翼一階通過頻率4061.8旋翼二階通過頻率

4 倍頻程聲壓級分析

在噪聲處理中，為了比較直觀地了解噪聲能量在頻域上的分布，比較常用的方法就是對噪聲做倍頻程或1/3倍頻程聲壓級分析。本文采用倍頻程聲壓級進行分析。

研究噪聲的總體特性，表3、表4給出了在各個飛行狀態(tài)下測得的駕駛艙和乘員艙內(nèi)平均噪聲的A計權(quán)倍頻程聲壓級。表5給出GJBz 20355《直升機噪聲限制》中直升機艙內(nèi)噪聲的限值。原標準中給出的是無計權(quán)的限值，本文中已轉(zhuǎn)換為A計權(quán)的限值。根據(jù)各表中的數(shù)據(jù)及第三節(jié)分析可以得出如下結(jié)論：

1)直升機的噪聲能量主要集中在低、中頻段，但由于人耳對低頻噪聲不敏感，所以A計權(quán)后噪聲能量主要集中在中心頻率為250～8000Hz的頻段。各飛行狀態(tài)下，駕駛艙內(nèi)噪聲基本達到GJBz 20355的要求，而乘員艙在500～4000Hz均超出標準，該頻段噪聲來自發(fā)動機和傳動系統(tǒng)。

2)在各飛行狀態(tài)下，乘員艙內(nèi)的總聲壓級明顯大于駕駛艙內(nèi)的總聲壓級。在中心頻率為500～4000Hz的頻段內(nèi)，乘員艙比駕駛艙高出十幾甚至二十分貝。這是由于乘員艙位于主減速器和發(fā)動機下方。

3)駕駛艙在中心頻率為31.5Hz的頻段聲壓級隨著速度的上升明顯增加，而且乘員艙該頻段的噪聲普遍小于駕駛艙。分析原因是在中心頻率為31.5Hz的低頻段內(nèi)，主要噪聲源自旋翼的載荷噪聲，可用偶極子聲源來描述[3]，一般位于槳葉中前部。乘員艙位于槳葉根部，而駕駛艙更接近槳葉中前部，所以駕駛艙在該頻段的噪聲更大。隨著前飛速度的增大，旋翼受到的氣動激振力也變大，產(chǎn)生的載荷噪聲也隨之增大，所以駕駛艙內(nèi)該頻段噪聲隨著速度的增大而增大。

4)中心頻率為500～4000Hz的頻段內(nèi)，駕駛艙和乘員艙內(nèi)噪聲值和飛行狀態(tài)無明顯相關(guān)性。分析原因為該頻段噪聲主要是發(fā)動機和傳動系統(tǒng)內(nèi)的旋轉(zhuǎn)部件與齒輪嚙合產(chǎn)生的，而直升機的發(fā)動機和傳動系統(tǒng)轉(zhuǎn)速在飛行過程中一般保持不變或波動很小，所以飛行狀態(tài)與噪聲水平無明顯相關(guān)。

表3 駕駛艙內(nèi)噪聲倍頻程聲壓級(單位:dBA)

表4 乘員艙內(nèi)噪聲倍頻程聲壓級(單位:dBA)

研究艙內(nèi)噪聲的空間分布特性，圖5給出了160km/h平飛狀態(tài)下的乘員艙各處的倍頻程聲壓級?？梢钥吹剑肼暤目臻g分布比較均勻，沒有出現(xiàn)特別大的差異。中后段噪聲略大于前段，這是由于中后段靠傳動系統(tǒng)更近的緣故。中心頻率為63Hz的頻程段內(nèi)前段和中后段差異較大，這個頻段內(nèi)主要是尾槳噪聲和旋翼的四階諧波。其他飛行狀態(tài)下規(guī)律相同。

表5 GJBz 20355艙內(nèi)噪聲限值

圖5 乘員艙各點的倍頻程聲壓級

圖6給出了160km/h平飛狀態(tài)下艙內(nèi)外噪聲倍頻程聲壓級的對比?？梢钥吹?，蒙皮及內(nèi)飾對隔絕噪聲起了很大的作用，艙內(nèi)各頻段的噪聲相比艙外普遍降低十幾分貝。同時注意到，中心頻率為63Hz的頻程段內(nèi)，艙內(nèi)外聲壓級差值最小，在其他飛行狀態(tài)、其他位置也有相同規(guī)律，這說明蒙皮和內(nèi)飾對這個頻段內(nèi)的透射損失最低。

圖6 艙內(nèi)外倍頻程聲壓級對比

5 結(jié)論

綜合以上研究分析，歸納出該型直升機的艙內(nèi)噪聲特性為：

1)艙內(nèi)噪聲能量集中在中心頻率為250～8000Hz的頻段，其中發(fā)動機和傳動系統(tǒng)對噪聲的影響最大，乘員艙比駕駛艙噪聲水平更高；

2)由于人耳對低頻噪聲不敏感，旋翼產(chǎn)生的氣動噪聲影響并不是很大，飛行速度越高，旋翼噪聲越大，發(fā)動機和傳動系統(tǒng)產(chǎn)生的噪聲與飛行狀態(tài)無明顯關(guān)系；

3)蒙皮和內(nèi)飾起到了很好的隔聲作用，在中心頻率為63Hz的頻段透射損失最低。

根據(jù)該型直升機的噪聲特性，可以為該型直升機的降噪設(shè)計提供一些思路：

1)該型直升機艙內(nèi)噪聲能量主要來自發(fā)動機和傳動系統(tǒng)，考慮進行某些設(shè)計上的優(yōu)化改進，以及提出發(fā)動機系統(tǒng)和傳動系統(tǒng)噪聲設(shè)計指標的可行性，從聲源處減小噪聲；

2)乘員艙內(nèi)噪聲能量在中心頻率為500～4000Hz的頻段非常大，且蒙皮和內(nèi)飾在中心頻率為63Hz的頻段透射損失最低，可以采用能隔離這些頻段噪聲的材料，或者針對該頻段設(shè)計吸聲減噪的結(jié)構(gòu)，增大透射損失[4]；

3)可以根據(jù)駕駛艙和乘員艙噪聲能量的分布規(guī)律，設(shè)計對應(yīng)艙室工作的機組使用的頭盔或耳機，從人耳處減小對噪聲的接收。