殷 鵬，黃斌根，劉忠超

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

以往設(shè)計(jì)直升機(jī)時(shí)，主要關(guān)注的是動(dòng)力、結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)等方面的問題，而噪聲總被認(rèn)為是一個(gè)次要問題。隨著直升機(jī)在民用和軍用領(lǐng)域的應(yīng)用越來越廣，直升機(jī)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(jī)的噪聲特性信息進(jìn)行探測、定位、識別來反制敵方直升機(jī)，而降低己方直升機(jī)的噪聲則可以減小被探測的概率；在民用方面，降低直升機(jī)的噪聲則可增加乘員乘坐時(shí)的舒適性。進(jìn)行聲源定位和噪聲控制之前，首先需要了解的就是直升機(jī)的噪聲特性。

直升機(jī)噪聲主要來自三大動(dòng)部件，即旋翼系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)和傳動(dòng)系統(tǒng)。旋翼系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生周期變化的氣動(dòng)噪聲；發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲主要來自進(jìn)氣部分的壓氣機(jī)噪聲和排氣部分的排氣噪聲；傳動(dòng)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(jī)為研究對象，測量了多個(gè)飛行狀態(tài)下的噪聲，進(jìn)行了噪聲源分析與倍頻程聲壓級分析，了解了直升機(jī)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(jī)的噪聲控制提供了有效的依據(jù)。

1 噪聲測量試驗(yàn)概述

在直升機(jī)機(jī)體上共21個(gè)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(qiáng)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(yàn)一共記錄了6個(gè)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(diǎn)布置示意圖(艙外)

圖2 傳聲器測點(diǎn)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(jì)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(shí)際測量中，一般采用A計(jì)權(quán)網(wǎng)絡(luò)先對噪聲信號進(jìn)行加權(quán)。A計(jì)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(jì)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(jì)權(quán)計(jì)算公式在標(biāo)準(zhǔn)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(jī)運(yùn)動(dòng)以及飛行時(shí)的風(fēng)噪，而頻譜中的線譜一般是運(yùn)動(dòng)部件周期運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的，例如傳動(dòng)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(jì)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(jī)的各動(dòng)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(jì)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(jìn)行分析。

研究噪聲的總體特性，表3、表4給出了在各個(gè)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(jì)權(quán)倍頻程聲壓級。表5給出GJBz 20355《直升機(jī)噪聲限制》中直升機(jī)艙內(nèi)噪聲的限值。原標(biāo)準(zhǔn)中給出的是無計(jì)權(quán)的限值，本文中已轉(zhuǎn)換為A計(jì)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(jī)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(jì)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(dá)到GJBz 20355的要求，而乘員艙在500～4000Hz均超出標(biāo)準(zhǔn)，該頻段噪聲來自發(fā)動(dòng)機(jī)和傳動(dòng)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(dòng)機(jī)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(dòng)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?yàn)樵擃l段噪聲主要是發(fā)動(dòng)機(jī)和傳動(dòng)系統(tǒng)內(nèi)的旋轉(zhuǎn)部件與齒輪嚙合產(chǎn)生的，而直升機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)和傳動(dòng)系統(tǒng)轉(zhuǎn)速在飛行過程中一般保持不變或波動(dòng)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?，噪聲的空間分布比較均勻，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(dòng)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(gè)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(diǎn)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(shí)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(gè)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(jī)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(dòng)機(jī)和傳動(dòng)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(dòng)噪聲影響并不是很大，飛行速度越高，旋翼噪聲越大，發(fā)動(dòng)機(jī)和傳動(dòng)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(jī)的噪聲特性，可以為該型直升機(jī)的降噪設(shè)計(jì)提供一些思路：

1)該型直升機(jī)艙內(nèi)噪聲能量主要來自發(fā)動(dòng)機(jī)和傳動(dòng)系統(tǒng)，考慮進(jìn)行某些設(shè)計(jì)上的優(yōu)化改進(jìn)，以及提出發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)和傳動(dòng)系統(tǒng)噪聲設(shè)計(jì)指標(biāo)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(jì)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(jì)對應(yīng)艙室工作的機(jī)組使用的頭盔或耳機(jī)，從人耳處減小對噪聲的接收。