飛機艙內(nèi)噪聲的研究現(xiàn)狀

左孔成， 陳鵬， 王政， 田昊， 唐道鋒

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 氣動噪聲控制重點實驗室， 綿陽　621000

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飛機艙內(nèi)噪聲的研究現(xiàn)狀

左孔成*， 陳鵬， 王政， 田昊， 唐道鋒

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 氣動噪聲控制重點實驗室， 綿陽621000

飛機艙內(nèi)噪聲是影響乘客舒適性的一項重要指標(biāo)，艙內(nèi)噪聲的最小化是國內(nèi)外共同追求的目標(biāo)。在對飛機外部噪聲源特性進行介紹的基礎(chǔ)上，對噪聲源/傳遞路徑識別、艙內(nèi)降噪措施以及聲學(xué)試驗計算等方面進行了綜述。其中，噪聲源以及噪聲傳遞路徑識別主要從各種識別技術(shù)手段方面展開了討論，包括頻率分析法、相關(guān)技術(shù)、修改噪聲傳遞路徑、空氣傳聲以及結(jié)構(gòu)傳聲的識別。而艙內(nèi)降噪方法主要從被動降噪與主動降噪兩方面進行全面介紹，指出被動降噪是一種修改與優(yōu)化噪聲傳遞路徑的方法，而主動降噪能自動感應(yīng)識別并控制噪聲源，并分別給出了兩者的優(yōu)點及其局限性。在噪聲測試與仿真模擬方面則介紹了國內(nèi)外地面實驗室艙內(nèi)噪聲的研究情況，并指出了國內(nèi)的不足，對仿真計算理論進行了梳理，列出各自的適用范圍。最后，指出了目前艙內(nèi)噪聲研究依然存在的問題與挑戰(zhàn)，并給出了未來的研究方向。

艙內(nèi)噪聲； 噪聲源； 傳遞路徑； 降噪； 飛機

在早期民航飛機的初始設(shè)計階段，盡管艙內(nèi)噪聲比較嚴(yán)重，但并不影響飛機的安全使用性能，故當(dāng)時并未引起飛機設(shè)計者與制造商們的足夠重視。但眾多研究結(jié)果表明，嚴(yán)重的艙內(nèi)噪聲會影響乘客與飛行員的舒適性，可能使他們產(chǎn)生疲勞、心跳加快、血壓升高，并且飛機內(nèi)部的設(shè)備儀器也會因艙內(nèi)噪聲與振動產(chǎn)生失穩(wěn)和靈敏度減弱等現(xiàn)象[1-5]。為此，民航客機艙內(nèi)噪聲逐漸成為飛機設(shè)計階段的一項重要指標(biāo)[6]，且近年來這一趨勢逐漸得到加強。

早在20世紀(jì)七八十年代就已經(jīng)有關(guān)于民航客機艙內(nèi)噪聲的研究報道，Navaneethan[7]對機身單板與雙層板結(jié)構(gòu)以及各自附加阻尼材料后的降噪特性、聲傳遞理論分析與測量等方面進行了研究。1996年，Wilby[8]發(fā)表了一篇關(guān)于艙內(nèi)噪聲的綜述性文章，歸納總結(jié)了前期飛機艙內(nèi)噪聲的研究成果(數(shù)據(jù)主要來源于各類飛機飛行試驗)，內(nèi)容包括艙內(nèi)噪聲的來源、傳遞特性與降噪措施等多個方面。他們共同的觀點是飛機艙內(nèi)噪聲主要來源于飛機外部的航空發(fā)動機與湍流邊界層噪聲，且所討論的發(fā)動機主要是噴氣或螺旋槳式發(fā)動機，而當(dāng)代民航客機所常用的發(fā)動機主要為高涵道比渦扇發(fā)動機(如Airbus A380[9]、Airbus A330[10-11]和中國商飛 C919[12]等)，且當(dāng)代飛機外形均在氣動力方面進行了優(yōu)化。兩者的不同是否會導(dǎo)致艙內(nèi)噪聲的噪聲源特性、傳遞特性產(chǎn)生差異有待考究，而艙內(nèi)采取的各種降噪措施也會使噪聲呈現(xiàn)差異。

對艙內(nèi)噪聲的研究，不管是過去還是現(xiàn)在，均是從噪聲源的識別、噪聲傳遞路徑以及降噪措施等幾個方面開展工作。本文也將在這幾個方面對以前的研究成果進行一系列的回顧與評述，不同的是，本文主要從現(xiàn)有研究成果中對這些方面的特性與機理展開討論，而不是把重點放在對每一部分的研究進程進行介紹。對于艙內(nèi)噪聲來說，除Wilby在早期發(fā)表過類似的綜述性文章外，多年來還未在國內(nèi)外見過其他相關(guān)報道，因此，本文對當(dāng)代飛機艙內(nèi)噪聲的研究工作具有現(xiàn)實意義。

1　艙內(nèi)噪聲來源

飛機艙內(nèi)噪聲可由各種聲源與振源形成，并通過空氣傳聲或結(jié)構(gòu)傳聲這兩種噪聲傳遞路徑進入艙內(nèi)[8,13]。聲源或振源可能來自于機身內(nèi)部或外部，其分布特性取決于飛機類型[14-15]。外部聲源主要來自于航空發(fā)動機和湍流邊界層噪聲，其聲源分布如圖1所示[14]。圖中給出了發(fā)動機噪聲與邊界層噪聲的分布特性與傳遞路徑，其中增升裝置、聲波與尾翼的相互作用、位于飛機底部的起落架噪聲(圖中未給出)均可歸為邊界層噪聲一類。發(fā)動機噪聲包括風(fēng)扇噪聲、噴流噪聲、燃燒室噪聲、發(fā)動機振動輻射的噪聲等[16]。同時，各種噪聲傳遞路徑，包括空氣傳聲與結(jié)構(gòu)傳聲在圖中也進行了標(biāo)識。

圖1　典型飛機艙內(nèi)噪聲外部聲源與傳遞路徑示意圖[14]Fig.1　Schematic diagram of typical exterior noise sources and transmission paths of aircraft interior noise[14]

1.1發(fā)動機噪聲

發(fā)動機對艙內(nèi)噪聲的貢獻(xiàn)因其種類不同而有所差異。航空發(fā)動機主要有渦輪螺旋槳、渦輪噴氣式以及渦輪風(fēng)扇發(fā)動機3種類型。渦輪螺旋槳發(fā)動機[17-18]以螺旋槳旋轉(zhuǎn)時所產(chǎn)生的推力作為飛機前進的動力。自從20世紀(jì)60年代開始，由于廣泛引進商業(yè)化噴氣式飛機，對螺旋槳飛機艙內(nèi)噪聲的研究興趣曾一度減弱，但20世紀(jì)70年代又開始進行大量研究，主要目的是改善巡航飛機的環(huán)境舒適性[8]。早期研究主要集中于各類飛機的飛行試驗，包括單發(fā)動機、雙發(fā)動機、不同飛行馬赫數(shù)、不同飛行高度等，并總結(jié)歸納了螺旋槳噪聲的特性。但隨著近年來對螺旋槳發(fā)動機參數(shù)的優(yōu)化，使得螺旋槳噪聲特性發(fā)生了改變，這主要體現(xiàn)在頻譜范圍以及聲壓級大小，但其基本特性還是保持不變，螺旋槳因旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生動力，故其噪聲來源于旋轉(zhuǎn)槳葉，其分布圖是一些離散的噪聲，典型螺旋槳艙內(nèi)噪聲頻譜圖如圖2所示[14]。圖中離散性的聲壓級峰值是由螺旋槳發(fā)動機的螺旋槳旋轉(zhuǎn)形成的，而聲壓級較低的連續(xù)聲壓級則主要歸因于湍流邊界層噪聲的貢獻(xiàn)。隨頻率增加，離散聲壓級幅值下降較快，在高頻時邊界層噪聲將逐漸占主導(dǎo)[19]。同時，螺旋槳發(fā)動機具有較強的噪聲方向指向性，即在螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面，具有最大聲壓級，其余區(qū)域下降較快。故而靠近發(fā)動機的機艙內(nèi)部區(qū)域噪聲強度最大，使得發(fā)動機安裝位置將對艙內(nèi)噪聲影響很大，一般建議安裝在飛機尾部區(qū)域以減少對艙內(nèi)噪聲的貢獻(xiàn)[18]。螺旋槳發(fā)動機因在低速時效率最高，一般應(yīng)用于飛行馬赫數(shù)Ma<0.6的場合，在巡邏機、反潛機中得到廣泛應(yīng)用；渦槳發(fā)動機主要應(yīng)用于載客量少、航程短的民航客機，但滿足不了載客量大、航程長的當(dāng)代民航，目前已較少采用。

渦輪噴氣式發(fā)動機解決了渦輪螺旋槳發(fā)動機在高速下效率低下的難題，主要靠燃?xì)饬鳟a(chǎn)生推力，能實現(xiàn)飛機超聲速飛行。該類發(fā)動機最主要的一個噪聲源是噴流噪聲，通過尾噴管輻射到飛機尾部區(qū)域，通過機身進入艙內(nèi)[13]。噴流與周圍空氣的相對速度決定了噪聲水平，以低頻噪聲成分為主。對于噴流噪聲，在機身上的聲場是隨機的，其互譜密度函數(shù)的表示與湍流邊界層類似，但其值存在差異。該差異使得噴流噪聲與亞聲速的湍流邊界層相比，在低頻段更易于使機身結(jié)構(gòu)產(chǎn)生振動[20-21]。

圖2　典型螺旋槳飛機(未降噪處理)艙內(nèi)噪聲頻譜[14]Fig.2　Typical interior noise spectrum for propeller-driven airplane with untreated cabin[14]

要維持發(fā)動機一定的推力，可通過提高排氣速度減小燃?xì)饬髁炕蛟黾尤細(xì)饬髁繙p小排氣速度兩種方式來實現(xiàn)[22]。為了解決渦輪噴氣式發(fā)動機嚴(yán)重的噴流噪聲，并減小油耗，可采用增加燃?xì)饬髁康姆椒p少噴管處的排氣速度。高涵道比(渦輪發(fā)動機外涵道與內(nèi)涵道空氣流量的比值，用M表示)渦扇發(fā)動機正是基于這一原理改善了發(fā)動機噪聲水平成為當(dāng)代民航客機最常用的發(fā)動機[23]。噴流噪聲的改善使得風(fēng)扇噪聲在渦扇發(fā)動機噪聲中的比例逐漸凸顯出來，這是一個重要的噪聲源，它具有寬帶噪聲與離散純聲兩種特性?；绢l率(fmpt=Ω/60 Hz，Ω為風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)速度)以及低階次諧波的離散噪聲在進氣道截止頻率以下并不產(chǎn)生輻射。寬帶噪聲與槳葉表面附近的氣流有關(guān)，主要來自于上游來流中的湍流以及葉片尾流中的渦流，兩者引起槳葉表面隨機壓力波動形成寬帶噪聲，其產(chǎn)生機理如圖3所示[16]。

渦輪噪聲與風(fēng)扇噪聲一樣，也有純聲與寬帶噪聲兩種成分，它們分別來自于渦輪葉片上周期性的升力擾動以及流過葉片的湍流。但渦輪噪聲與風(fēng)扇噪聲不同，它的噪聲主要輻射集中在相對進氣軸線110°～130°范圍內(nèi)(與排氣軸的夾角為50°～70°)。同時，經(jīng)過剪切層時離散純聲頻譜會出現(xiàn)變寬的現(xiàn)象，呈現(xiàn)“干草垛”的形狀。因燃燒室后面渦輪進口導(dǎo)向葉片的阻擋，噪聲的能量只能由噴管輻射出去，而不能向上游傳遞[24]。

圖3　風(fēng)扇寬帶噪聲產(chǎn)生機理[16]Fig.3　Production mechanism of broadband noiseproduced from engine fan[16]

燃燒室噪聲隨著渦扇發(fā)動機涵道比的增大逐漸凸現(xiàn)出來，它是發(fā)動機燃燒室中的燃料以及湍流的燃燒引起的，其核心部分燃燒噪聲低頻成分經(jīng)過渦輪的溫度與壓力脈動區(qū)域并通過噴口輻射噪聲[25]。用Lighthill噴流理論[21]，也就是噴流速度的八次方理論公式已經(jīng)不能正確預(yù)測噪聲級。目前用半經(jīng)驗?zāi)Ｐ皖A(yù)測這類噪聲的噪聲級，但忽略了許多因素的影響，如大氣對噪聲的吸收[26]。

涵道比不同的渦扇發(fā)動機在不同飛行狀態(tài)，其各部分噪聲源是不同的，如圖4所示[26]。對于低涵道比渦扇發(fā)動機(Ma≈1)，在飛機起飛階段，噴流噪聲占主導(dǎo)。在著陸狀態(tài)，高頻風(fēng)扇噪聲以及低頻噴流噪聲所占比例最大；對于中涵道比發(fā)動機(Ma≈2.5)，在起飛階段，以低頻噴流噪聲與高頻風(fēng)扇噪聲為主。而著陸時主要為風(fēng)扇噪聲；對于高涵道比(Ma≈6)發(fā)動機，起飛時高頻風(fēng)扇、發(fā)動機燃燒室以及著陸時低頻風(fēng)扇、燃燒室噪聲均對艙內(nèi)噪聲有貢獻(xiàn)。

發(fā)動機的振動傳遞到機身，引起機身產(chǎn)生振動形成振動聲輻射，這也是飛機艙內(nèi)很重要的一個噪聲源。隨著涵道比的增大，這一現(xiàn)象更加明顯[27]。發(fā)動機振動常由風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的非平衡力引起，因此其噪聲頻譜與螺旋槳發(fā)動機噪聲頻譜類似，呈現(xiàn)離散性的特性，如圖5所示[14]。圖中的艙內(nèi)離散噪聲頻譜圖是雙渦噴發(fā)動機安裝在機身尾部獲得的。其中，fb、fl、fh分別為風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)頻率、低壓渦輪以及高壓渦輪引起的離散聲壓級峰值。發(fā)動機平衡力和飛機結(jié)構(gòu)的較小變換都可能引起聲壓級產(chǎn)生較大變化，這一現(xiàn)象在發(fā)動機安裝于機身尾部以及機翼下面時均較為明顯。

圖4　渦扇發(fā)動機不同涵道比噪聲源總聲壓級[26]Fig.4　Overall sound pressure level (OASPL) of noise source for different bypass ratios of turbofan engine[26]

為了分析艙內(nèi)噪聲，必須充分研究各類噪聲源的特性，包括噪聲源聲壓幅值、相位以及它們在機身表面的頻率與空間分布，這些指標(biāo)決定了機身表面的總聲載荷以及該載荷使機身結(jié)構(gòu)產(chǎn)生響應(yīng)的效率，對艙內(nèi)噪聲影響很大。故而除了考慮發(fā)動機噪聲源成分、頻譜特性外，噪聲方向指向性對艙內(nèi)噪聲的影響也是需要重點關(guān)注的地方。對于噴流噪聲，因噴流方向朝向飛機機身尾部，所以噪聲總是沿著發(fā)動機進氣軸一定的方向向機身尾部區(qū)域輻射[13]。圖6為FL350飛機在不同飛行馬赫數(shù)下的噴流噪聲指向性[28]。圖中表明發(fā)動機噴流噪聲的最強輻射范圍大約在沿噴流中心軸30°～60°之間，(見圖1中的Exhaust noise)，同時這部分噪聲主要是低頻成分，易于引起機身尾部區(qū)域產(chǎn)生振動形成結(jié)構(gòu)振動聲輻射。此外，這些噴流也會與尾翼相互干涉產(chǎn)生振動聲輻射(見圖1)。

圖5　渦輪噴氣式飛機艙內(nèi)噪聲頻譜(由SAE Paper 820961@1982 SAE International提供)[14]Fig.5　Interior noise spectrum for turbine jet airplane (offered by SAE Paper 820961@1982 SAE International)[14]

圖6　FL350飛機在不同飛行馬赫數(shù)下的噴流噪聲指向性[28]Fig.6　Radiation directivity of jet-induced noise with different flight Mach number at FL350 aircraft[28]

這兩種結(jié)構(gòu)振動聲輻射均處于相同頻率段范圍內(nèi)，頻譜特性較為相似而不易區(qū)分。

渦扇發(fā)動機的風(fēng)扇噪聲在飛機頭部與尾部區(qū)域均有輻射，但前部區(qū)域總聲壓級強度要大些。圖7給出了發(fā)動機在不同運行狀態(tài)下風(fēng)扇噪聲的方向指向性[26]。風(fēng)扇最大噪聲輻射在發(fā)動機中心軸向前夾角方向20°～40°，總聲壓級達(dá)到135 dB，而在噴氣軸方向則出現(xiàn)次級最大聲壓級，大概在110°～130° 范圍內(nèi)，總壓聲級大約為125.5 dB。圖8給出了一個燃燒室噪聲方向指向性曲線圖[26]。在圖中噪聲最大值范圍在90°～130° 內(nèi)，說明在靠近發(fā)動機區(qū)域的噪聲輻射較為嚴(yán)重，同時，燃燒室噪聲主要以低頻為主，同樣易于引起機身振動產(chǎn)生聲輻射。

圖7　不同渦輪風(fēng)扇發(fā)動機5種運行狀態(tài)下的噪聲方向指向性(Ma=6)[26]Fig.7　Noise directivity patterns predicted for five operational modes of different turbofan engines (Ma=6)[26]

圖8　燃燒室噪聲的預(yù)測方向指向性(Ma≈2.5)[26]Fig.8　A predicted directivity pattern for combustion chamber noise (Ma≈2.5)[26]

1.2湍流邊界層噪聲

湍流邊界層噪聲是飛機飛行過程中氣流流過機體表面引起的氣流壓力擾動產(chǎn)生的。對于固定翼飛機來講，作用于機身外部的湍流邊界層壓力場是艙內(nèi)寬頻噪聲的主要來源[13，29]。早期對于邊界層噪聲的研究，主要是通過對不同類型飛機低空飛行的噪聲測量與半經(jīng)驗預(yù)測公式獲得噪聲數(shù)據(jù)[8]。同時，在風(fēng)洞中對飛機縮比模型(包括單個部件，如起落架、機翼等)也進行了大量試驗[30-31]。通過這些研究，確定了邊界層噪聲中主要的幾類噪聲源(如起落架、增升裝置、機翼前緣與后緣和附在機身上的湍流層等)。當(dāng)代許多飛機在這些數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上采取了相應(yīng)的降噪措施并取得了較好的效果，但目前航空飛機依然存在噪聲強度較大的現(xiàn)狀，這說明早期的測量設(shè)備、經(jīng)驗公式得到的邊界層噪聲數(shù)據(jù)與當(dāng)代飛機存在不匹配現(xiàn)象。目前許多學(xué)者已經(jīng)在新的聲學(xué)測量技術(shù)與計算工具上開展類似的研究，如來自德國的Dobrzynski[32]借助最新聲學(xué)測量技術(shù)(如麥克風(fēng)聲陣列)和聲學(xué)計算工具(如CAA或CFD)對這方面開展了大量的研究工作，并對2010年前的研究成果進行了綜述。相比早期的研究，這些工作可幫助研究者更詳細(xì)、更深刻地理解相關(guān)噪聲機理，但未過多涉及三維模型的計算，因此與試驗數(shù)據(jù)不能很好地匹配。

總的來講，湍流邊界層絕大部分黏附在機身表面區(qū)域，另一部分臨近突出物(如機翼、起落架等)以及駕駛艙區(qū)域附近會發(fā)生氣流分離現(xiàn)象。相比附在機身外表面的湍流邊界層，這些氣流分離將會增大低頻區(qū)域的聲壓級[33]。當(dāng)湍流邊界層中的對流速度與機身壁板的柔性彎曲波速度相匹配時，會使機身結(jié)構(gòu)發(fā)生強烈共振，艙內(nèi)噪聲將會急劇增大[34]。對于附在機身表面的湍流邊界層，當(dāng)飛機在空中巡航時，飛機后部相比前部區(qū)域的脈動壓力譜密度要大(主要表現(xiàn)在低頻段區(qū)域)(見圖9)[13]。這主要是因為飛機尾部的湍流邊界層厚度要大于頭部，尾部脈動渦尺度要大些，大尺度渦對應(yīng)低頻壓力脈動，造成能量從高頻轉(zhuǎn)移到低頻。當(dāng)然，低頻的噴流噪聲輻射到機身尾部也是原因之一。

圖9　飛行過程中的飛機外表面脈動壓力譜密度[13]Fig.9　Spectral density of fluctuating pressure on exterior of an aircraft in flight[13]

1.3機艙內(nèi)部噪聲源

對于機艙內(nèi)部噪聲源，包括環(huán)控系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、壓力安全閥以及電子機械設(shè)備等。它們與外部聲源共同構(gòu)成艙內(nèi)噪聲，在其內(nèi)部是一個混響聲場，包括各種頻率成分的噪聲(圖10)[35]。相對外部聲源來講，機艙內(nèi)部聲源聲壓級相對較小，多年來并未引起研究者與飛機制造商們的足夠重視，在這方面開展的工作也不多。它們在機艙內(nèi)部形成的聲場將與外部聲源相互作用，故而大多數(shù)對于內(nèi)部聲源的考慮，主要目的還是研究外部聲源特性及其噪聲傳遞特性(如在地面實驗室進行試驗時關(guān)閉空調(diào)系統(tǒng)，研究發(fā)動機噪聲的傳遞特性時忽略空調(diào)系統(tǒng)噪聲的干擾)。相信隨著外部聲源的降低，機艙內(nèi)部聲源將逐漸得到重視。

Notes: ECS—Environmental control system；TBL—Turbulent boundary layer圖10　飛機艙內(nèi)噪聲的來源與傳遞特性[35]Fig.10　Noise sources and transfer characteristic from cabin of aircraft [35]

需強調(diào)的是，飛機發(fā)動機噪聲、湍流邊界層是最主要的兩個噪聲源，目前已經(jīng)得到大家的共識，但也存在極大挑戰(zhàn)。兩個主要噪聲源各自均由多個噪聲源構(gòu)成，它們之間互相干涉，外部噪聲源特性極其復(fù)雜，盡管能通過聲源識別方法進行一定程度的噪聲成分分析，但要做到真正對噪聲源成分的精確定位還有很長的路要走。

2　噪聲源/傳遞路徑識別

盡管目前民航客機采取了許多降噪措施，但艙內(nèi)噪聲依然比較嚴(yán)重，很大一部分原因是聲源識別較為困難，這是一個系統(tǒng)的復(fù)雜工程。聲源識別一直以來是學(xué)者重點研究的對象，為此也提出了許多行之有效的方法。當(dāng)外部聲源某一頻率成分與其他聲源能很好地區(qū)分，而在艙內(nèi)噪聲頻率又具有較窄的頻帶噪聲譜時，則可用頻率識別的方法進行聲源識別。發(fā)動機振動引起的艙內(nèi)離散性噪聲一般可借助這種方法進行識別。但對于不同聲源引起的艙內(nèi)噪聲，若是頻率相同或比較接近，用頻譜分析來識別聲源則較為困難。目前國內(nèi)外通過各種聲學(xué)算法(如beam-forming集束成形算法[36]和聲強法[37]等)，優(yōu)化麥克風(fēng)陣列[38-40](如平面聲陣列、1/4圓弧陣列、螺旋線陣列、球形麥克風(fēng)陣列等)識別聲源，且均是在頻率分析方法基礎(chǔ)上進行的優(yōu)化。

圖11為在聲學(xué)風(fēng)洞中通過聲陣列對某型飛機的聲源定位，圖中對機翼與起落架噪聲源進行聲源定位，試驗數(shù)據(jù)由中國空氣動力研究與發(fā)展中心氣動噪聲控制重點實驗室提供。圖中飛機的聲源定位是通過二維聲陣列的方式來獲得，顯示的是飛機底部區(qū)域噪聲圖譜。橫坐標(biāo)與縱坐標(biāo)分別表示為沿機身縱向與橫向的測量點位置。噴流噪聲與湍流邊界層均為寬頻成分，它們作用于飛機機身外表面的脈動壓力場不易分離，此時可應(yīng)用互譜或相關(guān)技術(shù)，部分相關(guān)技術(shù)已經(jīng)能成功地區(qū)分相近但不相同的頻率離散聲源。為了考察某一聲源在艙內(nèi)的噪聲特性，通?？申P(guān)閉或隔離其他聲源，這種聲源修改或消除技術(shù)在地面試驗室中是一種比較常見的方法[41]，但該方法忽略了聲源之間的相互干涉，可能會改變原始聲源在艙內(nèi)的成分特性，需結(jié)合其他識別技術(shù)才能獲得較為精確的數(shù)據(jù)。

圖11　聲陣列聲源定位(聲陣列距離飛機底部為4.7 m，f=2 kHz)Fig.11　Noise source identification resorted to sound array (distances between 2D sound array and aircraft is 4.7 m，f=2 kHz)

外部噪聲源進入機艙內(nèi)部，主要通過空氣傳聲與結(jié)構(gòu)傳聲兩種途徑。空氣傳聲主要來源于外部聲場以及空氣動力壓力場兩部分，是通過機身、地板等結(jié)構(gòu)進入艙內(nèi)的一種噪聲傳遞方式。它由共振與非共振兩種方式組成，后者主要滿足質(zhì)量定律，這與建筑聲學(xué)里的質(zhì)量定律相似，對于一個聲源來說非常重要。共振方式在空氣傳遞途徑中占主導(dǎo)，與湍流邊界層激勵以及聲激勵有關(guān)(在邊界層中對流速度與結(jié)構(gòu)中柔性彎曲波速度相匹配的條件下最明顯)。湍流邊界層激勵與聲激勵作用于機身結(jié)構(gòu)，兩者的響應(yīng)不同[13-20]。聲激勵與長距離關(guān)系密切，能激勵起包括機身框架與桁架在內(nèi)的大片區(qū)域機身結(jié)構(gòu)振動；邊界層激勵卻與長距離無關(guān)，尤其是在圓周方向，機身的振動響應(yīng)表明相鄰機身板之間關(guān)系不密切，使得聲激勵與邊界層激勵的噪聲傳遞特性也不相同[20]。

早在20世紀(jì)40年代，Bruderlin就已經(jīng)注意到發(fā)動機振動通過支座傳遞振動到飛機機身形成艙內(nèi)聲輻射，但是對于傳遞路徑以及隨后如何以聲的形式輻射進艙內(nèi)并沒有深入理解與研究[42]。隨著結(jié)構(gòu)傳聲引起的艙內(nèi)噪聲愈加明顯才促使學(xué)者們對其深入研究。結(jié)構(gòu)傳聲在艙內(nèi)一般表現(xiàn)為離散性噪聲，但并不意味著結(jié)構(gòu)傳聲不存在寬頻連續(xù)性噪聲，只不過可能寬頻空氣傳聲掩蓋了其存在的事實。結(jié)構(gòu)傳聲與振動能有關(guān)，該振動能在外部聲源或振源激勵下通過結(jié)構(gòu)進行傳遞，并以聲音的方式輻射進艙內(nèi)。這種結(jié)構(gòu)傳遞方式，在結(jié)構(gòu)振動模態(tài)與艙內(nèi)聲模態(tài)耦合的情況下比較明顯，引起從機身外表面到艙內(nèi)的能量轉(zhuǎn)移[43]。

圖12　擾動揚聲器與控制激勵器[44]Fig.12　Disturbance speaker and control actuators[44]

艙內(nèi)噪聲的降低與噪聲傳遞路徑的識別息息相關(guān)。在地面試驗中，首先需要模擬現(xiàn)實中飛機飛行過程中的聲源或振動，因此?？山柚鷵P聲器(包括揚聲器陣列)、激振臺來模擬聲源或振源(見圖12)[44-45]。聲源一般放置在所關(guān)心的機身機構(gòu)區(qū)域，而激振臺則可布置于發(fā)動機安裝位置或其他振動響應(yīng)比較明顯的區(qū)域。與聲源識別一樣，在傳遞路徑的識別中同樣可采用路徑修改的方法來對其進行研究。例如研究發(fā)動機結(jié)構(gòu)傳聲對艙內(nèi)噪聲的影響，可把發(fā)動機支座換成具有兩種不同減振阻尼屬性的材質(zhì)，如金屬支座與橡膠支座。在噪聲傳遞路徑[13]研究中也常采用傳遞函數(shù)的方法，這需要獲得飛行時聲源的特性(也可通過風(fēng)洞試驗或仿真計算得到)、聲源與艙內(nèi)噪聲級的傳遞函數(shù)，然后用這兩個量的乘積可估計艙內(nèi)噪聲特性。這種方法最大的難點在于如何得到合理的傳遞函數(shù)，同時，若存在多個聲源相互干擾的情況，則此方法獲得的數(shù)據(jù)精確度需結(jié)合其他方法予以評判。

當(dāng)飛機處于不同飛行狀態(tài)時，各種聲源對艙內(nèi)噪聲的貢獻(xiàn)及其噪聲傳遞路徑是不相同的。當(dāng)飛機處于起飛爬升狀態(tài)，此時發(fā)動機功率最大，它的各種噪聲源對艙內(nèi)噪聲貢獻(xiàn)最大。同時，飛機起落架伸出導(dǎo)致飛機底部的隔聲性能下降，噪聲傳遞路徑很大一部分通過飛機底部進入艙內(nèi)。當(dāng)飛機著陸時，發(fā)動機處于低功率狀態(tài)，邊界層噪聲將成為艙內(nèi)的主要聲源，沿著空氣傳聲與結(jié)構(gòu)傳聲兩種傳遞路徑通過機身以及飛機底部進入艙內(nèi)。當(dāng)飛機處于正常巡航狀態(tài)時，飛機的縫翼、襟翼和起落架均被收回(構(gòu)型為“干凈型”)，邊界層噪聲中因增升裝置、起落架等氣流分離產(chǎn)生的聲源降到最低，主要是附在機身表面上的湍流邊界層噪聲(尤其當(dāng)飛機處于顛簸狀態(tài)時更顯著)，此時它與發(fā)動機噪聲共同構(gòu)成艙內(nèi)噪聲源。盡管此時艙內(nèi)聲壓級強度相比起飛著陸兩種狀態(tài)小些，但聲源與傳遞路徑更加復(fù)雜化。

3　艙內(nèi)降噪措施

艙內(nèi)降噪是一個復(fù)雜工程，需從噪聲源、噪聲傳遞路徑以及噪聲接收者三方面同時采取措施才能取得良好效果，但前提是必須深刻理解聲源特性、傳遞路徑。降噪通常分為被動降噪與主動降噪，被動降噪主要是通過修改傳遞路徑增大傳遞損失，主動降噪則是通過設(shè)置次級聲源或振源來消除噪聲源的干擾，該方法不用修改機身結(jié)構(gòu)，不增加機身重量，相比大幅度修改機身結(jié)構(gòu)其成本較低，是一種行之有效的方法[46]。

3.1被動降噪

3.1.1改善噪聲源

艙內(nèi)噪聲主要是外部噪聲源通過傳遞路徑進入艙內(nèi)形成的，故而降低噪聲源聲壓級是最根本的方法。目前已經(jīng)有許多研究學(xué)者在這方面開展了大量的工作，如增大渦扇發(fā)動機的涵道比；為了改善發(fā)動機結(jié)構(gòu)傳聲，發(fā)動機支座采用阻尼性能優(yōu)良的減振緩沖器來衰減振動傳遞[47-48]；采取優(yōu)化發(fā)動機短艙的技術(shù)，如無縫聲襯、唇口聲處理技術(shù)、負(fù)斜進氣口設(shè)計與鋸齒形噴管等；為了降低湍流邊界層噪聲，設(shè)計起落架整流罩，縫翼下表面安裝聲襯、等離子激勵器主動控制方法等[32，49-51]。

3.1.2優(yōu)化噪聲傳遞路徑

該方法在理論上，對空氣傳聲與結(jié)構(gòu)傳聲均能取得較好的降噪效果。但是，外部噪聲源通常分布在機身較大區(qū)域，而被動降噪主要集中于局部區(qū)域，于是空氣傳聲的降噪效果相對欠佳。對于分布在局部且易于定義的結(jié)構(gòu)傳聲的振源降噪?yún)s相對良好。常見的機身結(jié)構(gòu)由機身蒙皮、多孔材料、機身框架與桁架、內(nèi)飾板等組成，如圖13所示。為了兼顧傳遞損失與重量，吸聲多孔材料常采用密度大約為7 kg/m3的玻璃纖維氈，該纖維氈用防滲布包裹防止水分進入而影響其吸聲性能。機身蒙皮與內(nèi)飾板均安裝在機身框架上，為了有效阻止結(jié)構(gòu)傳聲，常在內(nèi)飾板與機身框架中間設(shè)置動態(tài)吸振器(圖14)[17]或阻尼墊[52-53]。前者只在較窄頻帶范圍減振效果明顯，后者的減振效果與阻尼應(yīng)用結(jié)構(gòu)形式有關(guān)。目前最常用的形式就是采用約束型阻尼結(jié)構(gòu)(也就是結(jié)構(gòu)表面附著一層黏彈性阻尼材料，再在阻尼材料上覆蓋一層剛度較大的約束層)，對于這種阻尼結(jié)構(gòu)最重要的一個指標(biāo)就是阻尼材料的剪切參數(shù)(阻尼層產(chǎn)生剪切變形的能力)，它有一個最優(yōu)值，若是偏離這個最優(yōu)值，可能結(jié)構(gòu)損耗因子(阻尼結(jié)構(gòu)的減振性能指標(biāo)值越大，減振性能越好)只有阻尼材料損耗因子(材料本身的阻尼減振特性)最大值的百分之幾十，甚至只能達(dá)到百分之幾[54]。在機身蒙皮壁板一般通過這種方式能獲得較好的減振效果(圖15)[55]，但主要限制在機身蒙皮的基本頻率之上。在機身框架(圖16)與桁架(圖17)上采取阻尼材料構(gòu)成阻尼結(jié)構(gòu)，可把減振性能延伸到低頻范圍[56]。同時在地板、門以及內(nèi)飾板表面上采用阻尼結(jié)構(gòu)也能獲得良好減振降噪效果。

圖13　典型機身結(jié)構(gòu)橫截面(由SAE Paper 820961@1982 SAE International提供)Fig.13　Cross-section of typical fuselage structure (offered by SAE Paper 820961@1982 SAE International)

圖14　飛機內(nèi)部內(nèi)飾板的隔振措施[17]Fig.14　Vibration isolation mount for sidewall trim panel in aircraft[17]

圖15　約束阻尼器應(yīng)用于機身蒙皮的示意圖[55]Fig.15　Sketch map of stand-off dampers used in fuselage skin[55]

圖16　機身桁架阻尼器[56]Fig.16　Fuselage stringer damper[56]

圖17　機身框架阻尼器[56]Fig.17　Fuselage frame damper[56]

3.2主動降噪

因飛機重量的限制，被動降噪方法的降噪效果有限，尤其表現(xiàn)在低頻噪聲[46,57-58]的降低效果欠佳。一種較常見的被動降噪方法是在機身上布置被動協(xié)調(diào)振動阻尼器(約束阻尼材料的一種，見圖15)來增大機身的動態(tài)剛度，在機身共振頻率能獲得較好的減振效果[59]。但這種方法只在一定頻率范圍內(nèi)有效，減振特性不能隨噪聲源特性的變化而改變，主動降噪因具有這種特性而受到關(guān)注。

在20世紀(jì)30年代，Lueg提出了其主要思想[60]，即空氣中的聲速遠(yuǎn)小于電脈沖的速度，這意味著當(dāng)聲波從它被檢測到的一點傳輸?shù)剿豢刂频哪滁c時，就有足夠的時間在電子電路中處理這個聲信號和驅(qū)動控制單元。在早期，主要采用模擬電路來實現(xiàn)，它只適用于恒定的穩(wěn)定場，但對于聲場這種非穩(wěn)定場卻不適合。在隨后幾十年里，主動控制方法研究停滯不前，這不是理論的缺乏，而是技術(shù)層面得不到支持，因為要獲得控制系統(tǒng)所需的精度，控制器必須精確適應(yīng)周圍聲場的變化。直到20世紀(jì)80年代，自適應(yīng)濾波理論的提出與數(shù)字信號處理器件的應(yīng)用，才使主動噪聲控制得到快速發(fā)展[61]。隨后，英國南安普頓大學(xué)、阿德萊德大學(xué)等開展了大量工作。國內(nèi)直到20世紀(jì)90年代，南京航空航天大學(xué)、中科院聲學(xué)研究所、上海交通大學(xué)等才在這方面開展相關(guān)研究工作。采用主動控制艙內(nèi)噪聲的方法就是通過在艙內(nèi)布置麥克風(fēng)、激振器、誤差傳聲器等儀器設(shè)備，產(chǎn)生與噪聲場的聲模態(tài)相位相反、幅值相等的信號來控制艙內(nèi)聲模態(tài)，如圖 18所示。采用主動噪聲控制對具有多且復(fù)雜的噪聲傳遞路徑的飛機艙內(nèi)噪聲效果較好，主動結(jié)構(gòu)控制方法主要是改善噪聲傳遞損失，屬于一種局部主動控制技術(shù)，但它不能有效控制從其他傳遞路徑進入艙內(nèi)的噪聲。還有一種是主動結(jié)構(gòu)/聲學(xué)控制方法，主要是減少最主要耦合結(jié)構(gòu)的模態(tài)，從而改善艙內(nèi)全局聲壓級。該方法可能會激發(fā)非擾動聲模態(tài)，故而盡管它能降低艙內(nèi)噪聲，但有時結(jié)構(gòu)振動響應(yīng)反而會增大。

圖18　主動控制艙內(nèi)噪聲 Fig.18　Active control of aircraft interior noise

英國南安普頓大學(xué)早在1990年就開展了一系列關(guān)于螺旋槳飛機艙內(nèi)噪聲的主動控制工作，得到了降噪效果與聲場特征、次級聲源、誤差傳感器布置的關(guān)系[62]。隨后，美國麥道公司對噴氣式飛機的艙內(nèi)主動降噪進行了研究，在巡航時能達(dá)到8～10 dB，但在起落和著陸時降噪效果欠佳。Fuller等[63]采用主動結(jié)構(gòu)控制方法研究了結(jié)構(gòu)振動聲輻射與聲透射，研究結(jié)果表明，采用主動結(jié)構(gòu)控制方法能有效改善振動聲輻射特性。Griffin等在Boeing 767機身段聲學(xué)試驗平臺上采用主動降噪方法研究了低頻噪聲的衰減，在模態(tài)分析的基礎(chǔ)上確定了誤差傳感器、激勵器的位置，并采用FXLMS(Filter-X Mean Squares)算法使得艙內(nèi)具有8～11 dB的降噪效果[64]。

相比國外，國內(nèi)在主動控制方面的研究主要集中在室內(nèi)混響聲場、汽車內(nèi)部噪聲、水聲噪聲、氣流管道噪聲等方面[65]，對于飛機艙內(nèi)的主動降噪研究卻很少。如吳亞鋒等對螺旋槳飛機艙內(nèi)噪聲開展一系列研究工作，采用FXLMS等算法實現(xiàn)了艙內(nèi)多通道有源噪聲控制[66];胡海巖等[67]提出了不需要外置聲學(xué)傳感器對結(jié)構(gòu)噪聲進行控制的新概念，利用嵌入式壓電傳感器輸出的信號和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，識別結(jié)構(gòu)周圍噪聲場聲壓的方法，并以此作為控制系統(tǒng)的反饋信號，從而實現(xiàn)了不用外部傳感器對結(jié)構(gòu)噪聲的主動控制。

目前主動降噪方法存在以下的困難：① 該方法主要用于降低低頻噪聲的場合，頻帶較窄，對于中高頻這類寬頻帶噪聲降噪效果不是很明顯。這主要是因為低頻時少數(shù)幾個最明顯的聲模態(tài)決定著艙內(nèi)聲場，這些模態(tài)易于區(qū)分，控制這些聲模態(tài)就能取得良好降噪效果。而對于高頻，聲模態(tài)密度隨著頻率的增加而增大，大約與f3成正比(結(jié)構(gòu)模態(tài)密度隨頻率增大，增長速度相對較慢，大約與f成正比)，聲模態(tài)之間也會發(fā)生疊加現(xiàn)象，為此對這些聲模態(tài)的控制比較困難。② 誤差麥克風(fēng)對艙內(nèi)噪聲的自適應(yīng)性還存在不足，不能有效地隨噪聲特性改變而改變，反饋信息存在滯后現(xiàn)象。

4　艙內(nèi)噪聲試驗與計算

飛機艙內(nèi)噪聲的預(yù)測研究工作，主要借助地面試驗與聲學(xué)計算兩方面來開展。

4.1地面試驗

歐洲在地面試驗中對艙內(nèi)噪聲的研究，主要集中在以下幾方面：① 在風(fēng)洞中研究飛機巡航狀態(tài)下湍流邊界層對艙內(nèi)噪聲的貢獻(xiàn)，主要是建立湍流邊界層分析計算模型與傳聲特性，為此，它們還專門在風(fēng)洞試驗段壁面上搭建了一個飛機機身壁板結(jié)構(gòu)聲學(xué)試驗平臺；② 為了改善飛機艙內(nèi)舒適性，也專門在消聲室搭建了研究壁板隔聲吸聲性能的機身結(jié)構(gòu)平臺；③ 利用最新技術(shù)從全機聲場中提取局部聲場信息，用數(shù)值反推方法得到艙內(nèi)聲功率，這為艙內(nèi)降噪提供了有力的支持。

此外，空客公司還積極與其他計算仿真公司成立合作伙伴關(guān)系，這些仿真公司可根據(jù)空客公司的需求建立相應(yīng)的聲學(xué)計算模型，然后將這些計算模型輸入到空客的工作站，從而來評估飛機艙內(nèi)噪聲的特性。

美國對于艙內(nèi)噪聲的研究一直以來都非常重視，波音公司專門搭建了艙內(nèi)噪聲多功能實驗室，如圖19所示[44]。該實驗室能研究機身壁板結(jié)構(gòu)的隔聲性能；擁有Boeing 767 民機機身艙段結(jié)構(gòu)，用以驗證艙內(nèi)噪聲仿真計算結(jié)果與最新降噪效果；還可從事飛機壁板結(jié)構(gòu)的隔聲與吸聲性能測試工作。同時，他們還與其他機構(gòu)展開合作項目，如在飛機表面布置麥克風(fēng)陣列測試發(fā)動機向前傳遞的風(fēng)扇噪聲與向后傳遞的噴流噪聲特性，以便研究這些噪聲源對艙內(nèi)噪聲的影響。在艙內(nèi)布置傳聲器測量艙內(nèi)聲壓級以及人工裝置研究艙內(nèi)聲品質(zhì)。

圖19　Boeing 767艙段結(jié)構(gòu)和艙內(nèi)聲學(xué)實驗室[44]Fig.19　Boeing 767 barrel section and interior noise test facility (INTF)[44]

國內(nèi)的地面實驗平臺相對較少，在這方面的研究工作也不多。只有中國飛機強度研究所專門在一個大的消聲室內(nèi)搭建了客機試驗段聲學(xué)平臺[68]，主要圍繞機身結(jié)構(gòu)隔聲 、吸聲、噪聲傳遞路徑以及艙內(nèi)降噪開展了大量工作，并取得了豐碩的成果。但與國外相比，存在實驗研究成果轉(zhuǎn)化為真實客機應(yīng)用的脫節(jié)問題。這主要是因為以前的研究主要集中在國外的客機模型，而國內(nèi)最近幾年大型客機的研發(fā)將會使這一現(xiàn)象得以改善。

4.2分析方法

目前的分析方法主要分為聲模態(tài)分析(Model Analysis)、統(tǒng)計能量分析(Statistical Energy Analysis, SEA)以及數(shù)值分析方法3種類型。具體采用哪種方法分析計算，需根據(jù)所關(guān)心的頻率與分析方法的假設(shè)條件而定。

機身結(jié)構(gòu)響應(yīng)以及艙內(nèi)噪聲均與各自的模態(tài)有關(guān)，模態(tài)分析方法正是基于這一理論產(chǎn)生的。采用這種方法進行聲學(xué)計算需對聲學(xué)計算模型進行簡化[69]。在低頻范圍，機身壁板與機身框架桁架均會產(chǎn)生幅值大體相等的振動響應(yīng)，模態(tài)波長尺度大于加強筋間的距離，這導(dǎo)致低頻模型呈現(xiàn)各向異性的特點，模型屬性應(yīng)該取加強筋與機身蒙皮的平均值；在高頻，加強筋的響應(yīng)比機身蒙皮要小的多，模態(tài)波長也變短，在建立高頻振動模型時要假設(shè)加強筋沒有位移，噪聲傳遞特性主要通過機身蒙皮進入艙內(nèi)。在中頻范圍，需要對加強筋與蒙皮兩者都進行模擬，結(jié)果可通過低頻、高頻模型數(shù)據(jù)的差值方法得到，內(nèi)容通常包含在數(shù)值分析方面里面。數(shù)值分析方法主要分為有限元方法(Finite Element Method, FEM)與邊界元方法(Boundary Element Method, BEM)兩種，均在20世紀(jì)六七十年代的同一時期在聲學(xué)領(lǐng)域方面得到發(fā)展。FEM常用于模擬機身結(jié)構(gòu)(包括多層機身壁結(jié)構(gòu))與機艙腔體，BEM則主要是結(jié)合FEM方法來展開聲輻射進入艙內(nèi)的研究。數(shù)值方法常用于低頻聲學(xué)計算，模型要求不要太大或涉及過多的細(xì)節(jié)，主要用于分析結(jié)構(gòu)與空氣噪聲傳遞特性。而統(tǒng)計能量分析方法常用在所研究頻率范圍內(nèi)模態(tài)數(shù)量較多的場合，它已成功應(yīng)用于噴流噪聲、湍流邊界層噪聲、發(fā)動機振動的傳遞。為了抵消模態(tài)數(shù)量較少的不利影響，SEA的子系統(tǒng)模型尺度不應(yīng)太小。

上述的聲學(xué)分析方法很少單獨用做聲學(xué)計算與預(yù)測工具，而是需要互相結(jié)合使用。例如，Yan等[70]結(jié)合有限元與統(tǒng)計能力分析方法研究了機身結(jié)構(gòu)模型的中頻振動耦合屬性，分析結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)比較吻合，克服了有限元與統(tǒng)計能量分析兩種方法各自的局限性，可推廣到較為復(fù)雜的分析模型。同時，常采用混合聲學(xué)建模方式對模型進行聲學(xué)計算，也就是把試驗數(shù)據(jù)作為輸入?yún)?shù)，用來預(yù)測模型噪聲水平，這可增大計算結(jié)果的精確性。

5　結(jié)論與展望

發(fā)動機和湍流邊界層噪聲的噪聲源特性因飛機種類的不同而不同，對艙內(nèi)噪聲的貢獻(xiàn)也存在差異?？山柚嚓P(guān)理論與方法對噪聲源及其噪聲傳遞特性進行識別與區(qū)分。

1) 被動降噪主要是優(yōu)化噪聲傳遞路徑，增大機身結(jié)構(gòu)噪聲傳遞損失。這種降噪措施在飛機上已經(jīng)大量采用，在中高頻段范圍內(nèi)降噪效果良好；主動降噪的優(yōu)點是降噪范圍能自動根據(jù)艙內(nèi)噪聲源特性的變化而改變，具有自動匹配的特性，其低頻性能較好。

2) 目前飛機艙內(nèi)主要通過聲模態(tài)理論、統(tǒng)計能量理論以及數(shù)值分析理論(包括有限元與邊界元法)進行仿真分析。它們在飛機艙內(nèi)噪聲的預(yù)測方面均得到廣泛的應(yīng)用，但因各自理論的適用范圍有限，一般采用兩者或者三種方法相結(jié)合的方式進行分析。

盡管在艙內(nèi)噪聲的研究中，不管在理論還是工程實踐方面均取得了豐碩的成果，但從目前民航艙內(nèi)噪聲依然嚴(yán)重的情況來看，還存在許多問題需要解決。例如噪聲傳遞路徑的識別與區(qū)分始終是一大難點，這與噪聲特性極其復(fù)雜有關(guān)，直接影響著艙內(nèi)降噪效果。為此，作者建議今后可在以下幾方面開展工作。

1) 盡管目前外部噪聲源是導(dǎo)致艙內(nèi)噪聲的主要原因，但對于艙內(nèi)噪聲來講，應(yīng)在充分理解噪聲源特性的基礎(chǔ)上把重點放在噪聲傳遞路徑的識別與優(yōu)化傳遞路徑方面。本文對相關(guān)噪聲傳遞路徑的識別技術(shù)進行了較為詳細(xì)的介紹，目前這些方法還不能進行完全識別，在高頻率范圍內(nèi)模態(tài)密度較大的場合則更為困難，為此應(yīng)發(fā)展新技術(shù)、新理論并結(jié)合仿真計算開展這方面的工作。

2) 在艙內(nèi)降噪方面，被動降噪方法的降噪效果有限，并且會增大飛機重量。同時，這種方法的降噪效果與噪聲傳遞路徑的識別密切相關(guān)，而目前傳遞路徑的識別還存在困難，為此，主動降噪應(yīng)是今后研究的重點。再者，該方法盡管低頻降噪效果良好(大約在500 Hz以下)，但存在復(fù)雜的振動與聲輻射聲場，以及采樣率不夠等問題，應(yīng)發(fā)展并優(yōu)化多通道并行濾波算法、引進神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)，提高算法收斂速度，使應(yīng)用范圍盡量擴展到中高頻。

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左孔成男， 博士， 助理研究員。主要研究方向： 飛機艙內(nèi)噪聲的機理。

Tel: 0816-2461230

E-mail: zuokongcheng@163.com

陳鵬男， 博士， 研究員。主要研究方向： 氣動聲學(xué)機理。

E-mail: pht128@163.com

Research status of aircraft interior noise

ZUO Kongcheng*, CHEN Peng, WANG Zheng, TIAN Hao, TANG Daofeng

Aerodynamic Noise Control Key Laboratory, China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang621000, China

One of the most important factors influencing passengers’ comfortableness for civil aircraft is interior noise whose minimization is one of the goals for all countries in the world. This paper reviews the identification of noise sources/transmission paths, interior noise reduction measures, acoustic test and simulating calculation after introducing the characteristics of exterior noise sources. Thereinto, the discussion of identification of noise sources/transmission paths is carried out through various identification techniques, including frequency analysis, coherence techniques, source/path modification and identification of airborne/structure-born paths. The passive and active control concerning aircraft cabin noise reduction is introduced comprehensively. Active control can identify and control the noise sources with an auto-negotiation way in the event that passive control can modify and optimize the noise transmission paths, and then both their advantages and disadvantages are provided. For noise test and simulation, this paper firstly introduces current domestic and overseas research situation of ground test and points out domestic drawbacks. Whereafter, the paper presents the methods of simulating calculation and lists their range of application. At the end of this paper, the current existing problems and challenges of aircraft cabin noise are referred and possible future research direction is proposed.

interior noise; noise source; transmission path; noise reduction; aircraft

2016-01-18； Revised： 2016-01-31； Accepted： 2016-03-02； Published online： 2016-05-1116:45

. Tel.： 0816-2461230E-mail: zuokongcheng@163.com

2016-01-18； 退修日期： 2016-01-31； 錄用日期： 2016-03-02；

時間： 2016-05-1116:45

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.004.html

.Tel.： 0816-2461230E-mail: zuokongcheng@163.com

10.7527/S1000-6893.2016.0073

V271.1

A

1000-6893(2016)08-2370-15

引用格式： 左孔成， 陳鵬， 王政， 等. 飛機艙內(nèi)噪聲的研究現(xiàn)狀[J]. 航空學(xué)報， 2016， 37(8): 2370-2384. ZUO K C, CHEN P, WANG Z, et al. Research status of aircraft interior noise[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2370-2384.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.004.html