吳 斌 楊小軍 韓 峰 武戎戎

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

0 引言

飛機艙內噪聲是影響乘客舒適性的一項重要指標[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,在飛機飛行中產生嘯叫噪聲，對乘客和乘務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)界面小縫泄漏產生高速射流嘯叫和飛機外面凹腔在高速飛行下產生凹腔噪聲。氣密區(qū)界面小縫泄漏產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，通過調試艙門等手段解決集中漏氣問題，進而解決嘯叫問題。飛機外表面凹腔在高速飛行下產生凹腔噪聲嘯叫與飛機飛行高度和飛行速度關系密切，嘯叫現象無法在地面復現，解決難度較大。

文獻[2]提出通過密封帶來實現艙門與門框之間縫隙的隔音，在艙門內部覆蓋隔音絕熱塊或在艙門內填充硬質泡沫塑料實現艙門門體壁板的隔音。由于艙門內部存在大量運動機構、支架及貫穿式結構，艙門內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[3]和文獻[4]總結了飛機常見的異響種類以及對應的解決方法，文獻[5]研究了大量包括機身和發(fā)動機在內的降噪技術，文獻[6]研究了大角度進近降低外界環(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構形式以避免嘯叫產生的方法。

1 傳遞路徑

民用飛機客艙艙門嘯叫問題，嘯叫源引發(fā)的激勵實質可轉化為噪聲源與振動源，理論上可通過空氣傳遞與結構聲傳遞，影響內部聲壓級[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，結構聲通過激勵結構框、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行。

按照民用飛機客艙艙門的結構形式，嘯叫傳遞途徑包括結構外側的蒙皮，泄漏點；艙門內部的結構框架(加強框、機構件)，填充隔熱隔聲層，結構與結構之間、隔熱隔聲層與結構之間、隔熱隔聲層與內裝飾之間、結構與內裝飾之間存在的凹腔、通孔與間隙；艙門的內裝飾與內裝飾未遮蔽區(qū)透聲等。

基于上述分析，根據嘯叫源的頻率特性，嘯叫傳遞路徑為：嘯叫源-客艙艙門蒙皮尖壁-客艙艙門蒙皮-客艙艙門結構內側凹腔-內裝飾未遮蔽-艙內噪聲。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

當氣流流過凹腔區(qū)域，在凹腔頂部產生氣流擾動，在凹腔內產生氣流回旋，會產生聲波波動，當凹腔尺寸(深度D與航向長度L)一定后，飛行達到特定的高度與速度時，聲波在凹腔周圍剛性結構與頂部高速氣流形成凹腔中復雜激蕩，在凹腔航向后沿產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凹腔前緣，當頻率與凹腔模態(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；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；n為模態(tài)階數；α和kv是由實驗確定的經驗常數；α為聲波到達上游時凹腔前緣脫落相互作用而產生的時間滯后；kv與渦運流速度與主流速度的比值有關，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生尖壁，形成的縫隙剖面如圖2所示。根據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系密切。某型飛機客艙艙門區(qū)域嘯叫與飛行參數對應關系如圖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)；而當艙門關閉、飛機飛行高度為6 000 ft～15 000 ft(或地面增壓4 psi～5 psi)，艙門結構受壓往機身外側移動，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)，密封件會因內外壓差增加而逐漸向機身外側鼓脹，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 嘯叫與飛行參數對應關系圖

將嘯叫頻率與飛行參數代入式(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直線段區(qū)域。

3 解決方案及試驗驗證

根據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直線段蒙皮之前，飛機完整的一個飛行循環(huán)無嘯叫現象；在修切客艙艙門順航向后側直線段蒙皮之后，飛機在飛行中出現嘯叫現象；對客艙艙門順航向后側直線段區(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構形式以避免嘯叫產生的方法，得到以下結論：

1)客艙艙門結構與機身結構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構設計方面，建議艙門外蒙皮留有設計余量，待艙門安裝到機身并且完成調試以后，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