直升機(jī)艙內(nèi)噪聲及控制技術(shù)研究

叢洋 李華 王偉旭

摘 要：直升機(jī)是最為典型的軍、民兩用航空飛行器，它的用途非常廣泛，如空中運(yùn)輸、巡邏、旅游、救護(hù)等等。直升機(jī)在高空飛行時(shí)，由于受到聲源的影響，艙內(nèi)會(huì)產(chǎn)生出噪聲?；诖它c(diǎn)，本文從直升機(jī)艙內(nèi)噪聲的主要來(lái)源分析入手，論述了直升機(jī)艙內(nèi)噪聲的控制技術(shù)。期望通過(guò)本文的研究能夠?qū)χ鄙龣C(jī)艙內(nèi)噪聲的降低有所幫助。

關(guān)鍵詞：直升機(jī) 艙內(nèi)噪聲 控制技術(shù)

1直升機(jī)艙內(nèi)噪聲的主要來(lái)源分析

直升機(jī)歸屬于航空飛行器的范疇，其在空中飛行的過(guò)程中，艙內(nèi)會(huì)產(chǎn)生出一定的噪聲，主要來(lái)源為空氣聲和結(jié)構(gòu)聲。前者具體是指聲源產(chǎn)生的聲音經(jīng)空氣傳至機(jī)艙壁上，引起艙壁振動(dòng)，從而發(fā)出的聲響；后者則是指直升機(jī)上的機(jī)翼或是其它零部件產(chǎn)生的振動(dòng)，經(jīng)結(jié)構(gòu)傳至機(jī)艙壁上，引起艙壁振動(dòng)后，向艙內(nèi)傳播的聲能。兩種聲源在一定的條件下會(huì)出現(xiàn)耦合，由此便會(huì)形成艙內(nèi)噪聲。與外部生源相比，直升機(jī)艙內(nèi)生源的聲壓級(jí)較小，正因如此，使得很長(zhǎng)一段時(shí)期內(nèi)，在直升機(jī)生產(chǎn)制造過(guò)程中，未對(duì)艙內(nèi)噪聲的控制予以足夠的重視?，F(xiàn)階段，隨著外部生源的逐步降低，使得艙內(nèi)的噪聲問(wèn)題得到了關(guān)注，各種控制艙內(nèi)噪聲的技術(shù)也隨之出現(xiàn)，在此前提下，直升機(jī)艙內(nèi)噪聲大幅度降低。

2直升機(jī)艙內(nèi)噪聲的控制技術(shù)

直升機(jī)艙內(nèi)降噪常用的技術(shù)有兩大類，一類是被動(dòng)控制技術(shù)，另一類是主動(dòng)控制技術(shù)，這兩類技術(shù)各具優(yōu)點(diǎn)，均能對(duì)艙內(nèi)噪聲進(jìn)行有效地控制。

2.1主動(dòng)控制技術(shù)

在直升機(jī)艙內(nèi)噪聲的主動(dòng)控制中，效果較為顯著的方法是應(yīng)用有源可控制系統(tǒng)。

2.1.1系統(tǒng)構(gòu)成。該系統(tǒng)有以下幾個(gè)部分組成：控制器、電聲器件等。其中控制器分為模擬電路和數(shù)字電路兩種，電聲器件包括傳聲器和次級(jí)聲源。在整個(gè)系統(tǒng)中，噪聲控制算法是核心部分，可以采用自適應(yīng)主動(dòng)控制算法，并根據(jù)直升機(jī)艙內(nèi)噪聲的特性，對(duì)算法進(jìn)行改進(jìn)。

2.1.2系統(tǒng)硬件選擇?？砂聪到y(tǒng)對(duì)電聲器件相關(guān)指標(biāo)的要求，對(duì)次級(jí)聲源與傳聲器進(jìn)行選擇。傳聲器應(yīng)當(dāng)能夠進(jìn)行多路和長(zhǎng)距離測(cè)量，并且在低頻段的頻率響應(yīng)要足夠平整，可滿足系統(tǒng)對(duì)誤差信號(hào)實(shí)時(shí)采集的需要。揚(yáng)聲器可以采用專用型的低音喇叭，尺寸和重量應(yīng)當(dāng)符合限制要求，并且在低頻段的失真應(yīng)當(dāng)盡可能小，頻響曲線應(yīng)平整。

2.1.3系統(tǒng)優(yōu)化配置。在對(duì)有源可控制系統(tǒng)進(jìn)行優(yōu)化配置時(shí)，主要包括以下內(nèi)容：揚(yáng)聲器與傳聲器的布置、自適應(yīng)控制算法的設(shè)置等。在具體的配置過(guò)程中，應(yīng)當(dāng)先完成直升機(jī)艙內(nèi)建模，并利用仿真的方法，計(jì)算出平均聲勢(shì)能隨頻率變化的情況，按照計(jì)算結(jié)果，確定揚(yáng)聲器與傳聲器的最優(yōu)布設(shè)位置。在系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，可以采用固定自適應(yīng)控制算法，優(yōu)化設(shè)置時(shí)，需要對(duì)FIR濾波器的長(zhǎng)度值進(jìn)行調(diào)節(jié)，通過(guò)對(duì)收斂步長(zhǎng)參數(shù)值進(jìn)行調(diào)整后，對(duì)不同參數(shù)值下控制算法的收斂速度進(jìn)行記錄和比較，以此來(lái)掌握控制器在穩(wěn)態(tài)誤差下的變化規(guī)律，據(jù)此對(duì)最優(yōu)的參數(shù)值進(jìn)行確定，并帶入到控制算法當(dāng)中。

2.2被動(dòng)控制技術(shù)

2.2.1控制振動(dòng)輻射。為實(shí)現(xiàn)重量最低、效能最高的目標(biāo)，可選取具有較高損耗因子的阻尼材料貼附于艙壁上。由振動(dòng)加速度理論及試驗(yàn)結(jié)果可知，通過(guò)阻尼材料的應(yīng)用，能夠使艙內(nèi)壁板上各個(gè)點(diǎn)的振動(dòng)得到有效控制。在阻尼材料表面鋪設(shè)吸音棉，可使降噪效果最大化。

2.2.2吸隔音措施。在對(duì)直升機(jī)艙內(nèi)進(jìn)行吸音和隔音設(shè)計(jì)時(shí)，需要先進(jìn)行不同狀態(tài)下的消聲室部件隔音測(cè)量，具體包括以下測(cè)試項(xiàng)目：座艙壁板、艙頂裝飾板、艙門(mén)等。在艙內(nèi)裝飾材料的選擇上，可以通過(guò)分析不同狀態(tài)下的隔音測(cè)量曲線，從中選取出隔音效果最優(yōu)的吸音材料和裝飾板材。

2.3噪聲綜合控制技術(shù)

艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制技術(shù)與被動(dòng)控制技術(shù)各具優(yōu)點(diǎn)，為使直升機(jī)艙內(nèi)噪聲的控制效果達(dá)到最佳，可將這兩種技術(shù)聯(lián)合到一起使用。下面通過(guò)模擬的方法，對(duì)噪聲綜合控制技術(shù)的效果進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。以某型號(hào)直升機(jī)作為研究對(duì)象，通過(guò)對(duì)不同飛行狀態(tài)下的噪聲及振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行實(shí)測(cè)，并在半消聲實(shí)驗(yàn)室內(nèi)，以聲學(xué)設(shè)備對(duì)噪聲進(jìn)行回放，然后采用主動(dòng)和被動(dòng)控制技術(shù)對(duì)艙內(nèi)噪聲進(jìn)行處理，進(jìn)而驗(yàn)證其噪聲控制效果。

2.3.1試驗(yàn)方法。為還原聲場(chǎng)特性，設(shè)置在實(shí)驗(yàn)室頂部的揚(yáng)聲器陣支架高度與旋翼的高度相同，兩側(cè)揚(yáng)聲器與直升機(jī)之間的距離設(shè)定為1.0m。隨后按照減撐桿安裝的角度及尺寸，對(duì)激振平臺(tái)進(jìn)行設(shè)計(jì)，并以垂直的方式將激振器裝在加工好的平臺(tái)上，借此來(lái)模擬激勵(lì)作用下，結(jié)構(gòu)的輻射噪聲。在對(duì)直升機(jī)艙內(nèi)噪聲進(jìn)行綜合控制的過(guò)程中，采用標(biāo)準(zhǔn)巡航狀態(tài)，即飛行高度1000m，速度200km/h，通過(guò)功率放大器將回放信號(hào)加載到激振器上。在該模擬試驗(yàn)中，所有典型測(cè)點(diǎn)的噪聲頻譜圖均與直升機(jī)實(shí)際飛行時(shí)的噪聲相一致。

2.3.2降噪效果。將上文中提到的噪聲主動(dòng)控制技術(shù)與被動(dòng)控制技術(shù)聯(lián)合用于該試驗(yàn)當(dāng)中，直升機(jī)艙內(nèi)噪聲降至5.5dBA，該數(shù)值符合航空飛行器艙內(nèi)噪聲低于6dBA的要求。由此證明，兩種控制技術(shù)的聯(lián)合使用，使各自的優(yōu)點(diǎn)得到最大限度地發(fā)揮，艙內(nèi)的噪聲得到有效控制，達(dá)到了預(yù)期中的降噪效果?？梢?jiàn)，該方法具有良好的推廣使用價(jià)值。

結(jié) 論

綜上所述，直升機(jī)艙內(nèi)噪聲會(huì)對(duì)機(jī)組人員的工作造成一定的影響，為使這種影響降至最低程度，必須采取有效的技術(shù)措施，對(duì)直升機(jī)艙內(nèi)的噪聲進(jìn)行控制。噪聲主動(dòng)控制技術(shù)與被動(dòng)控制技術(shù)，在直升機(jī)艙內(nèi)降噪方面均有顯著的效果，但單獨(dú)使用其中一種技術(shù)所能達(dá)到的噪聲控制效果并不理想。鑒于此，可將主動(dòng)與被動(dòng)控制技術(shù)聯(lián)合使用，經(jīng)過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，能夠大幅度降低艙內(nèi)噪聲。

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