曹榮富，吳林波，吳裕平

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

在直升機(jī)廣泛應(yīng)用的今天，其噪聲問(wèn)題日益突出。民用直升機(jī)由于其經(jīng)常在人口稠密的城區(qū)作業(yè)，噪聲污染嚴(yán)重，而軍用直升機(jī)也因其隱身需求，對(duì)機(jī)外噪聲不斷提出新的要求。《航空器型號(hào)和適航合格審定噪聲規(guī)定》[1]對(duì)民用直升機(jī)適航取證過(guò)程中的噪聲水平提出了明確要求。隨著社會(huì)發(fā)展，其限制要求也越來(lái)越高。直升機(jī)機(jī)外噪聲主要由旋翼和尾槳等產(chǎn)生的中低頻噪聲以及發(fā)動(dòng)機(jī)等產(chǎn)生的中高頻噪聲組成。機(jī)外噪聲評(píng)估主要采用聲學(xué)類比法，即將計(jì)算流體力學(xué)和計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)相結(jié)合進(jìn)行遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲求解。以計(jì)算流體力學(xué)（Compu?tational fluid dynamics,CFD）計(jì)算得到的流場(chǎng)結(jié)果作為聲學(xué)評(píng)估的輸入，再采用各種聲學(xué)算法計(jì)算流體產(chǎn)生的噪聲源以及聲音的傳播特性。目前，國(guó)內(nèi)已開(kāi)展了較多關(guān)于孤立旋翼和尾槳的氣動(dòng)噪聲研究,韓忠華[2]、段廣戰(zhàn)[3]、王陽(yáng)等[4]學(xué)者先后在各自的領(lǐng)域?qū)FD方法用于孤立旋翼的氣動(dòng)噪聲仿真分析，仲唯貴[5]則基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建立了直升機(jī)適航噪聲預(yù)估方法，張勇勇等[6]對(duì)輕型民用直升機(jī)的適航審定狀態(tài)氣動(dòng)噪聲仿真進(jìn)行了探索，總體上對(duì)直升機(jī)實(shí)際機(jī)外噪聲研究較少。直升機(jī)機(jī)外噪聲的主要影響因素、影響程度和影響機(jī)理不甚明確。

直升機(jī)流場(chǎng)仿真是采用聲學(xué)類比法進(jìn)行氣動(dòng)噪聲仿真的基礎(chǔ)，但由于直升機(jī)存在旋翼/尾槳/機(jī)身等部件的耦合干擾，其氣動(dòng)環(huán)境極其復(fù)雜，國(guó)內(nèi)已有較多的學(xué)者開(kāi)展了直升機(jī)非定常氣動(dòng)環(huán)境的仿真分析研究，樊楓等[7]采用CFD方法對(duì)直升機(jī)旋翼/尾槳的非定常氣動(dòng)干擾進(jìn)行了計(jì)算，譚劍鋒等[8]基于自由尾跡的方法開(kāi)展了旋翼/機(jī)身非定常氣動(dòng)干擾數(shù)值分析，葉舟等[9]對(duì)直升機(jī)旋翼/尾槳/垂尾氣動(dòng)干擾進(jìn)行了研究。常規(guī)的孤立旋翼/尾槳遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲主要采用FW?H方程進(jìn)行評(píng)估，直接選取流場(chǎng)中物面或者空間虛擬面進(jìn)行噪聲分析，該方法適用于自由場(chǎng)分析，難以考慮機(jī)身聲散射和大氣聲衰減等物理特性,同時(shí)也無(wú)法給出機(jī)身附近的聲場(chǎng)分布。楊瑞梁[10]、吳國(guó)榮[11]、王超等[12]學(xué)者通過(guò)研究發(fā)現(xiàn)聲學(xué)無(wú)限元法可以有效地解決聲波在介質(zhì)中的傳播和衰減問(wèn)題?；谠撎攸c(diǎn)，無(wú)限元法已在列車[13]和船舶[14]等行業(yè)的聲學(xué)仿真和設(shè)計(jì)中得到應(yīng)用。

直升機(jī)飛行過(guò)程中，作為直升機(jī)主要遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲源的旋翼和尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲經(jīng)過(guò)機(jī)身聲散射和大氣聲衰減后向遠(yuǎn)場(chǎng)輻射。因此，只要能夠成功地將考慮了旋翼和尾槳復(fù)雜運(yùn)動(dòng)的直升機(jī)流場(chǎng)與考慮聲波在介質(zhì)中傳播和衰減的聲學(xué)有限元方法相結(jié)合，就能有效地用于直升機(jī)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲預(yù)測(cè)，同時(shí)給出直升機(jī)機(jī)身附近的聲場(chǎng)分布，為直升機(jī)艙內(nèi)噪聲評(píng)估與設(shè)計(jì)提供氣動(dòng)噪聲源。

本文引入聲學(xué)有限元/無(wú)限元模型，考慮固體邊界的聲散射效應(yīng)和大氣傳播中的聲衰減特性，建立了耦合旋翼/尾槳/機(jī)身等部件的直升機(jī)全機(jī)噪聲預(yù)測(cè)方法。依托AC311A直升機(jī)平臺(tái)，依據(jù)噪聲適航規(guī)范要求，開(kāi)展該型機(jī)通場(chǎng)飛越噪聲的計(jì)算和分析。進(jìn)行同狀態(tài)直升機(jī)飛行噪聲的外場(chǎng)試驗(yàn)，通過(guò)數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果的誤差分析，為后續(xù)機(jī)外噪聲評(píng)估算法和仿真模型的進(jìn)一步優(yōu)化提供基礎(chǔ)。

1 聲學(xué)無(wú)限元算法及仿真模型

1.1 無(wú)限元法

聲學(xué)無(wú)限元算法本質(zhì)上是以近聲場(chǎng)采用有限元算法，輻射聲場(chǎng)采用無(wú)限元的方式將有限的幾何空間進(jìn)行無(wú)限延展。將CFD計(jì)算得到的流場(chǎng)結(jié)果用有限元算法來(lái)模擬近聲場(chǎng)，用基于無(wú)反射邊界條件的無(wú)限元來(lái)模擬輻射聲場(chǎng)。以有限元模型構(gòu)建的人工邊界作為無(wú)限元的基單元，以基單元和相應(yīng)的無(wú)限幾何空間構(gòu)成無(wú)限元，從而實(shí)現(xiàn)有限元與無(wú)限元的耦合。

以橢球坐標(biāo)系（r，θ，Φ）的無(wú)限元法為例，r表示橢球面上任一點(diǎn)到坐標(biāo)原點(diǎn)的距離，0≤θ≤π，0≤Φ≤2π，對(duì)應(yīng)的笛卡爾坐標(biāo)方程為

式中：a、b、c分別表示橢球的長(zhǎng)軸、中軸和短軸半徑；將無(wú)限元網(wǎng)格沿r、θ、Φ三個(gè)方向進(jìn)行離散為一系列面元，聲場(chǎng)中的聲壓表示為

式中：Ψi為無(wú)限元的形函數(shù)，Pi為邊界聲壓向量。

1.2 無(wú)限元模型

由于直升機(jī)旋翼槳葉具有揮舞、擺振和周期變距等復(fù)雜運(yùn)動(dòng)，聲學(xué)網(wǎng)格難以跟隨旋翼/尾槳槳葉相位進(jìn)行實(shí)時(shí)變化。常規(guī)的孤立旋翼氣動(dòng)噪聲仿真分析過(guò)程中，常采用基于空間虛擬面的FW?Hpds方程計(jì)算旋翼的遠(yuǎn)場(chǎng)總噪聲，該方法不用直接捕捉旋翼的實(shí)時(shí)運(yùn)動(dòng)軌跡以及旋翼附近的流場(chǎng)信息。借鑒該方法的思想，如圖1所示，考慮旋翼和尾槳周期運(yùn)動(dòng)形成的包絡(luò)，在包絡(luò)外引入封閉曲面代替旋翼和尾槳形成的聲源信息；面聲源外層為包含了直升機(jī)機(jī)身的體聲源區(qū)域，采用有限元來(lái)仿真機(jī)身附近的聲場(chǎng)。在整個(gè)有限元的外邊界包裹的球形面作為無(wú)限元面，聲波從無(wú)限元面往遠(yuǎn)場(chǎng)輻射。在此假設(shè)直升機(jī)機(jī)身對(duì)聲波無(wú)吸收，即聲波能在機(jī)身表面100%反射。聲場(chǎng)計(jì)算采用頻域分析方法，將CFD的流場(chǎng)結(jié)果加載到聲學(xué)網(wǎng)格上，作為氣動(dòng)噪聲源，再將時(shí)域結(jié)果通過(guò)傅里葉變換轉(zhuǎn)化為頻域結(jié)果，根據(jù)聲波波動(dòng)方程并引入大氣聲衰減和機(jī)身聲散射等聲學(xué)特性進(jìn)行聲學(xué)輻射場(chǎng)計(jì)算。

圖1 聲學(xué)計(jì)算模型Fig.1 Acoustic computational model

1.3 聲學(xué)控制方程

本文噪聲計(jì)算采用聲學(xué)仿真軟件Actran，其采用的無(wú)限元法是基于Lighthill聲類比法結(jié)合格林函數(shù)進(jìn)行的聲場(chǎng)仿真，其控制方程為

式中：ρ為當(dāng)?shù)孛芏?，?為環(huán)境密度，（xi，xj）為當(dāng)?shù)刈鴺?biāo)，（vi，vj）為當(dāng)?shù)厮俣仁噶康姆至?，Ω為有限元單元體積分域，Γ為有限元單元的表面，ni為Γ的表面法向矢量分量，Tij=ρ0vi vj，∑ij=vi vj+(pp0)δij-τij。式（3）等號(hào)右邊第1項(xiàng)為體積分，第2項(xiàng)為面積分，分別與圖1聲學(xué)計(jì)算模型中的體聲源和面聲源相對(duì)應(yīng)。

2 UH?1驗(yàn)證算例

本文中采用UH?1旋翼懸停算例為例，進(jìn)行評(píng)估分析，并與文獻(xiàn)[15]所提供的數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比。UH?1旋翼基本參數(shù)如表1所示。

表1 UH?1旋翼基本參數(shù)Table 1 Basic parameters of UH?1 rotor

對(duì)該旋翼采用結(jié)構(gòu)化運(yùn)動(dòng)嵌套網(wǎng)格系統(tǒng)進(jìn)行網(wǎng)格劃分，以RANS方程為控制方程，進(jìn)行旋翼流場(chǎng)計(jì)算，并將流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果作為噪聲計(jì)算輸入數(shù)據(jù)，進(jìn)行噪聲計(jì)算。對(duì)于UH?1旋翼，文獻(xiàn)[15]中監(jiān)測(cè)點(diǎn)頻譜數(shù)據(jù)計(jì)算總聲壓級(jí)為107.7 dB，仿真分析的總聲壓級(jí)為106.9 dB。圖2給出了本文與文獻(xiàn)[15]在監(jiān)測(cè)點(diǎn)處聲壓級(jí)對(duì)比結(jié)果。從圖2中可以看出，監(jiān)測(cè)點(diǎn)處頻域結(jié)果吻合較好，說(shuō)明本文建立的仿真分析方法及分析模型可以用來(lái)評(píng)估直升機(jī)噪聲水平。

圖2 監(jiān)測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)Fig.2 Comparison of sound pressure levels at monitoring points

3 AC311A直升機(jī)機(jī)外噪聲評(píng)估

3.1 全機(jī)流場(chǎng)計(jì)算

3.1.1 流場(chǎng)計(jì)算方法

全機(jī)流場(chǎng)計(jì)算以RANS方程為控制方程。在求解過(guò)程中，空間離散格式采用MUSCL+Roe的二階逆風(fēng)格式，時(shí)間推進(jìn)則使用雙時(shí)間法和隱式LU?SGS格式，湍流模型采用k?ω兩方程模型。

3.1.2 流場(chǎng)計(jì)算模型及輸入?yún)?shù)

為模擬直升機(jī)飛行過(guò)程中旋翼的旋轉(zhuǎn)、揮舞及周期變距等運(yùn)動(dòng)，基于運(yùn)動(dòng)嵌套的混合網(wǎng)格系統(tǒng)對(duì)AC311A直升機(jī)旋翼/尾槳/機(jī)身以及主槳轂整流罩等部件進(jìn)行了仿真建模，其中旋翼和尾槳采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，背景網(wǎng)格為包含了機(jī)身和主槳轂整流罩的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，流場(chǎng)網(wǎng)格示意圖如圖3所示，整機(jī)流場(chǎng)計(jì)算模擬的網(wǎng)格量為5 200萬(wàn)個(gè)。

圖3 整機(jī)流場(chǎng)計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Computational fluid grids of full fuselage

為對(duì)水平飛越狀態(tài)下整機(jī)流場(chǎng)進(jìn)行仿真，對(duì)直升機(jī)全機(jī)進(jìn)行六力素配平[16]，得到機(jī)身姿態(tài)角和旋翼/尾槳的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，作為流場(chǎng)仿真的參數(shù)輸入，主要輸入?yún)?shù)見(jiàn)表2。

表2 流場(chǎng)計(jì)算主要輸入?yún)?shù)Table 2 Main input parameters of flow field calculation

3.1.3 流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果

采用本文的流場(chǎng)計(jì)算模型和計(jì)算狀態(tài)，進(jìn)行了AC311A直升機(jī)水平飛越狀態(tài)的流場(chǎng)評(píng)估，最終全機(jī)升力為22 800 N，該升力結(jié)果與AC311A的最大起飛重量一致。氣動(dòng)噪聲是壓力脈動(dòng)在空氣中的傳播，圖4給出了尾槳分別與主槳、平尾以及主槳尾渦干擾導(dǎo)致的壓力脈動(dòng)，從圖中可以看出，主/尾槳在特定的相位下會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的氣動(dòng)干擾，與旋翼尾渦之間也存在干擾，但干擾相對(duì)較弱，同時(shí)，由于尾槳與平尾較近，尾槳?dú)饬鲿?huì)擊打在平尾上。

圖4 主/尾槳以及平尾之間氣動(dòng)干擾引起的壓力脈動(dòng)Fig.4 Pressure fluctuation caused by aerodynamic interference of main/tail rotor and horizontal tail

3.2 機(jī)外噪聲計(jì)算

3.2.1 遠(yuǎn)場(chǎng)輻射模型

機(jī)外噪聲計(jì)算分為近場(chǎng)計(jì)算模型和遠(yuǎn)場(chǎng)輻射模型，其中近場(chǎng)計(jì)算采用圖1中給出的聲學(xué)模型，網(wǎng)格量為500萬(wàn)個(gè)。遠(yuǎn)場(chǎng)輻射計(jì)算時(shí)，考慮到直升機(jī)實(shí)際飛行過(guò)程中，常采用地面固定測(cè)量站的方式測(cè)量聲壓時(shí)間歷程，該方式在仿真分析中比較難以實(shí)施。為此在直升機(jī)下方150 m，沿直升機(jī)飛行方向前后各500 m，每隔6.19 m布置聲學(xué)監(jiān)測(cè)點(diǎn)，捕捉直升機(jī)聲壓級(jí)隨距離和方位變化。遠(yuǎn)場(chǎng)輻射模型示意圖如圖5所示。圖5中尺寸為示意，不成比例。根據(jù)各監(jiān)測(cè)點(diǎn)與直升機(jī)的相對(duì)位置，換算成直升機(jī)飛越過(guò)程中，中心監(jiān)測(cè)點(diǎn)（即測(cè)量試驗(yàn)過(guò)程中的地面麥克風(fēng)，在下文中兩者統(tǒng)一成為中心監(jiān)測(cè)點(diǎn)）的聲壓級(jí)時(shí)間歷程，再依據(jù)《航空器型號(hào)和適航合格審定噪聲規(guī)定》[1]的要求，進(jìn)行聲暴露級(jí)求解。

圖5 聲場(chǎng)計(jì)算示意圖Fig.5 Schematic diagram of sound field computation

3.2.2 聲學(xué)計(jì)算結(jié)果

直升機(jī)旋翼和尾槳除了會(huì)引起強(qiáng)烈的遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲外，同時(shí)也是艙內(nèi)噪聲的重要組成部分。圖6給出了旋翼槳盤及機(jī)身附近聲壓級(jí)分布云圖，該聲壓級(jí)能夠作為聲載荷用于艙內(nèi)噪聲評(píng)估。圖6中顯示，相較于機(jī)身，旋翼為直升機(jī)的主要噪聲源，前行側(cè)聲壓強(qiáng)度明顯強(qiáng)于后行側(cè)，主要是由于前行側(cè)上槳葉實(shí)際來(lái)流馬赫數(shù)較大；在機(jī)身的槳轂中心及塔座附近噪聲最為強(qiáng)烈，機(jī)頭和垂尾附近較為強(qiáng)烈，尾梁附近和機(jī)腹下方最弱。結(jié)合圖4氣動(dòng)干擾形成的壓力脈動(dòng)分析，旋翼尾渦與槳轂整流罩、尾槳和垂尾之間形成了強(qiáng)烈的氣動(dòng)干擾。

為直觀顯示直升機(jī)聲學(xué)輻射特性，圖7給出了半徑為3R的聲壓級(jí)球狀分布云圖。從圖7中可以看出，在直升機(jī)前進(jìn)方向下方30°左右的方位噪聲最為強(qiáng)烈為124 dB，直升機(jī)的后下方噪聲次之，其聲壓級(jí)為116 d B，直升機(jī)兩側(cè)噪聲最弱，其中旋翼前行側(cè)略強(qiáng)于后行側(cè)，其聲壓級(jí)分別約為105 d B和100 dB。

圖7 聲壓級(jí)球狀分布云圖Fig.7 Spherical distribution nephogram of sound pressure level

4 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 飛行試驗(yàn)

民用直升機(jī)在進(jìn)行適航取證過(guò)程中，必須評(píng)定其噪聲水平。對(duì)于最大審定起飛質(zhì)量不大于3 175 kg的直升機(jī)可以僅采用水平飛越狀態(tài)下的聲暴露級(jí)來(lái)表明直升機(jī)的噪聲符合性。為此，2015年10月27日在景德鎮(zhèn)羅家機(jī)場(chǎng)，進(jìn)行了AC311A直升機(jī)水平飛越狀態(tài)的機(jī)外噪聲測(cè)量飛行試驗(yàn)[17]。該飛行試驗(yàn)是在地面離地高度1.2 m處布置測(cè)量麥克風(fēng)，用以測(cè)量直升機(jī)飛越經(jīng)過(guò)麥克風(fēng)期間的聲壓時(shí)間歷程。試驗(yàn)機(jī)的質(zhì)量為2 250 kg，正常重心，飛行速度為真空速223 km/h，飛行高度為150 m。圖8給出了測(cè)試現(xiàn)場(chǎng)的圖像，圖中鐵框用于捕捉直升機(jī)水平飛越經(jīng)過(guò)地面測(cè)量站上方時(shí)的航跡偏差。

圖8 AC311A噪聲測(cè)量飛行試驗(yàn)Fig.8 AC311A noise measurement flight test

直升機(jī)機(jī)外噪聲的適航審定狀態(tài)比較簡(jiǎn)單，但為確保試驗(yàn)結(jié)果的可靠性，適航規(guī)章對(duì)試驗(yàn)場(chǎng)地、氣象條件、飛參穩(wěn)定性以及飛行航跡等均有嚴(yán)格的要求。經(jīng)過(guò)對(duì)10次飛越過(guò)程中（順風(fēng)和逆風(fēng)各5次）的氣象條件、飛行速度、旋翼轉(zhuǎn)速、發(fā)動(dòng)機(jī)功率、飛行航跡偏差以及地面測(cè)量站噪聲信號(hào)等數(shù)據(jù)的有效性判定，從中選取了6次飛越結(jié)果（順風(fēng)和逆風(fēng)各3次）用于直升機(jī)聲暴露級(jí)（Sound exposure level，SEL）評(píng)定，SEL的評(píng)定公式為

式中：T0為1 s的基準(zhǔn)求和時(shí)間；（t2-t1）為求和時(shí)間間隔；LA(t)為隨時(shí)間變化的A計(jì)權(quán)聲級(jí)；n為每秒采樣數(shù)。

4.2 仿真結(jié)果對(duì)比分析

由于飛行試驗(yàn)僅在地面布設(shè)了1組麥克風(fēng)，無(wú)法通過(guò)該飛行試驗(yàn)反應(yīng)直升機(jī)的實(shí)際輻射特性，本文采用圖5的聲場(chǎng)計(jì)算模型得到的A聲級(jí)時(shí)間歷程與飛行試驗(yàn)的A聲級(jí)時(shí)間歷程進(jìn)行仿真結(jié)果驗(yàn)證。圖9給出了10 d B降區(qū)間的仿真分析結(jié)果與飛行試驗(yàn)結(jié)果的A聲級(jí)偏差以及偏差量相較于飛行試驗(yàn)結(jié)果的百分比。圖9顯示，在10 dB降區(qū)間內(nèi)偏差較小，最大偏差量為-2.9 d B，偏差百分比為3.8%。將時(shí)間歷程結(jié)果按適航規(guī)定進(jìn)行聲暴露級(jí)計(jì)算，考慮到機(jī)外噪聲中存在的由旋翼/尾槳等產(chǎn)生的中低頻旋轉(zhuǎn)噪聲和渦流噪聲以及發(fā)動(dòng)機(jī)等產(chǎn)生的高頻噪聲[18]，而本文建立的方法主要適用于中低頻噪聲評(píng)估，對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行高頻噪聲修正，得到SEL仿真分析結(jié)果比飛行試驗(yàn)結(jié)果低1.13 d B。

圖9 飛越過(guò)程10 d B降區(qū)間Fig.9 10 dB descending range during over flight

本文基于無(wú)限元法建立的直升機(jī)機(jī)外噪聲計(jì)算方法和模型，能夠有效地進(jìn)行直升機(jī)機(jī)外噪聲評(píng)估分析，其結(jié)果能夠滿足工程應(yīng)用需求，但仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果仍有一定誤差，對(duì)此主要有如下可能因素：

（1）配平數(shù)據(jù)與實(shí)際飛行的差別。飛行試驗(yàn)無(wú)法獲得直升機(jī)旋翼/尾槳的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，雖然進(jìn)行了直升機(jī)六力素配平，但配平得到的直升機(jī)姿態(tài)、旋翼/尾槳的運(yùn)動(dòng)規(guī)律等不可避免地會(huì)與實(shí)際狀態(tài)下存在差距。

（2）仿真模型與實(shí)際測(cè)量的差別。實(shí)際測(cè)量過(guò)程中地面麥克風(fēng)是實(shí)時(shí)測(cè)量直升機(jī)飛越過(guò)程中的時(shí)間歷程，仿真算法則是在直升機(jī)下方布設(shè)一系列監(jiān)測(cè)點(diǎn)，通過(guò)對(duì)空間的離散來(lái)代替時(shí)間的離散，根據(jù)流場(chǎng)和聲場(chǎng)多個(gè)周期仿真結(jié)果得到的等效聲壓級(jí)。

5 結(jié) 論

本文建立了耦合CFD/CAA的直升機(jī)機(jī)外噪聲預(yù)測(cè)方法，以AC311A直升機(jī)為例，進(jìn)行了水平飛越狀態(tài)下飛行噪聲的仿真分析，并與飛行試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比驗(yàn)證，獲得結(jié)論如下：

（1）仿真分析結(jié)果與飛行試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，本文基于無(wú)限元方法建立遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲計(jì)算方法及模型，可以用于工程中直升機(jī)機(jī)外噪聲仿真分析工作。

（2）本文計(jì)算得到的機(jī)身附近聲壓級(jí)結(jié)果，可以作為聲載荷用于艙內(nèi)噪聲分析。

（3）直升機(jī)機(jī)身表面噪聲分布不均勻，槳轂中心及塔座附近噪聲最為強(qiáng)烈，機(jī)頭和垂尾附近次之，尾梁和機(jī)腹下方最弱。

（4）直升機(jī)外部噪聲具有明顯的輻射特性，前下方30°方向噪聲最為強(qiáng)烈，后下方次之，旋翼后行側(cè)的噪聲最弱。