直升机的噪声水平要远高于喷气式飞机、汽车等交通工具，目前国内直升机的舱内噪声水平普遍在80～100 dB（A）或更高，过高的噪声会严重影响机上人员舒适度。近年来，随着民用通航市场的逐渐开放，作为VIP构型或公务机构型的民用直升机对舱内静音水平的要求也越来越高，针对舱内噪声的规章条款也相继出台，例如CCAR 29.771和MIL-STD-1474D中都对直升机的舱内噪声水平做了明确限定。

降噪一直是直升机设计领域的热点问题，从噪声传递路径角度分析，可以分别从噪声源、传递途径和目标位置3个方面开展降噪设计。对于源头处降噪来说，理论上任何能够降低噪声源振动水平的措施都有利于降低机上噪声水平。有研究表明，BK-117直升机桨叶采用的主动后缘襟翼控制技术可使噪声水平下降6dB，优化减速器和发动机结构形式，也有利于降低直升机噪声水平。Lewicki等在改进了减速器传动齿轮形式后，声功率和随之降低10dB，WAH-64直升机在换装Rolls RTM-322 发动机后，噪声水平也得到了有效降低。传递途径上的减振降噪设计则包含BELL-427上采用的主减液弹隔振技术、EC-725上采用的结构响应主动减振技术等，另外对舱内声学环境进行吸声、隔声等改进设计也是有效的被动降噪手段。有源消音降噪和主动结构声振控制则是目前比较先进的舱内主动降噪技术，有源消音降噪利用次声场抵消源声场，该技术可降低某型机舱内噪声28dB，而主动结构声振控制则是通过控制振动达到抑制噪声的目的。目标位置处降噪手段则包括为驾乘人员配备主动降噪耳机、消音耳塞等。

声学有限元仿真分析是进行直升机降噪设计的有效手段，可以在型号设计之初预估出机舱内外噪声水平，给出降噪设计建议，评估降噪技术效果，大幅减少了后续优化改进和测试成本。目前，直升机噪声的仿真分析主要集中在旋翼和尾桨噪声等舱外噪声上。王普缘应用有限元方法，分析得出在中速前飞状态下，旋翼噪声在直升机全机总噪声中的占比超过90％。仲唯贵等则是采用FW-H方程分析了直升机尾桨与涡线干扰噪声，表明干扰状态下尾桨噪声在中频段有所增加且具有一定指向性。解福田等同样应用FW-H方程分析了主旋翼噪声的指向性。对于舱内噪声的仿真分析，Perazzolo等和雷烨等应用统计能量法分别分析了AW139和某型直升机的舱内噪声传递路径，但对噪声源判定和简化加载介绍较少。

本文以某在研民用直升机为研究对象，较为详细地介绍了直升机舱内噪声仿真分析的整体流程，为舱内降噪设计提供了技术支持，同时，本文的分析思路可为其他型号直升机的降噪提供借鉴。

直升机舱内噪声源按声媒介质的特征来分，主要有三大类：① 由结构的机械振动引起的结构噪声；②机身壁板透射传播到舱内的旋翼／尾桨旋转产生的气动噪声；③ 由发动机／主减等结构的机械振动而引起的封闭舱室内空气振动发声。研究表明，对于直升机舱内噪声来讲，旋翼和尾桨旋转带来的气动噪声主要影响低频噪声，如图1所示，而人耳对低频噪声敏感度较低，可以在分析时把这部分气动噪声忽略掉。

图1　 旋翼／尾桨带来的气动噪声影响低频域

通常来讲，进行直升机舱内噪声分析和声源贡献度分析所用的噪声源输入载荷通常来源于试验数据，而试验数据的获得有２ 种方式，即试验室试验和飞行实测。试验室试验获得的噪声源载荷通常基于传递路径分析法(Transfer Paths Analysis, TPA)，而飞行实测获得的噪声源载荷，通常基于工况传递路径分析法(Operational Transfer Paths Analysis, OTPA)，是传统TPA法的优化改进。但OTPA法仍然完全基于真实试验，无法适用于处于设计阶段或不具备进行实测条件下的舱内噪声分析。为解决该问题，可以采用统计能量法(Statistical Energy Analysis, SEA)分析噪声源载荷，将试验测得的振动或声场信息作为输入，从能量的角度定性分析影响舱内噪声响应的主要能量传递途径和贡献度。

图２　 噪声源贡献量分析模型

分析得到的结构噪声源贡献量和空气噪声源贡献量分别如图3和4所示，可以看出，主减振动和发动机振动是主要的结构噪声源，主减／发动机舱内声场和油箱舱内声场是主要的空气噪声源，贡献量都达到了20％以上。

图３　 结构噪声源贡献量

图４　 空气噪声源贡献量

通过上述分析，确定了结构噪声源分为主减振动和发动机振动。将这些结构噪声源简化成不同频率下的等幅（加速度）周期性正弦激励，即

主减撑杆振动和发动机支座的振动信息由飞行实测得到，结果如表1所示。

表1　 实测得到的结构噪声源振动信息

为使主减的振动信息考虑得更全面，主减抗扭板的振动情况由动力学频响分析得到，全机动力学有限元模型如图5所示。首先，进行全机振型振频分析，找到抗扭板的局部振型，以此来确定施加正弦激励时的频率值为801Hz；然后，在模型桨毂中心施加220 km／h平飞时的振动载荷，进行自由状态的频率响应分析；最后，得到抗扭板在频率801Hz时的最大振动加速度值为0.19g。

图５　 全机动力学有限元模型

在进行舱内噪声分析之前，还需要计算出所加结构噪声源引起的模型整体网格振动响应数据（速度），以此来作为结构噪声源引起舱内声学响应的直接载荷输入，分析得到的某时刻下的振动速度云图如图6所示。

图６　 结构响应云图（速度）

通过之前分析，确定了空气噪声源分为主减空间

辐射声、发动机空间辐射声和油箱舱空间辐射声。由于不具备进行空气噪声场飞行实测的条件，且没有可借鉴的其他机型测试结果，在分析中，将主减空间辐射声、发动机空间辐射声、油箱舱空间辐射声3个空气噪声源进行当量化处理，简化成空间平板辐射声源，声源强度为1N /平方米。

参照文献，在分析结果不被明显影响的前提下，基于图5所示的全机动力学有限元模型，采用基于透射定律的质量定律，对直升机的玻璃、驾驶舱壁板、机身部分框桁结构进行了相应的等效和简化，最终形成了由平台（发动机平台和主减平台）、地板、蒙皮板件、舱门、风挡玻璃等板块组成的声学有限元模型，如图7所示。其中，平台、蒙皮和挡板为铝板，均进行了等效厚度简化；挡风玻璃、地板和整流罩均按实际结构信息进行了属性定义。另外，由于应用声学边界元法进行声学响应分析，故要求单元法向必须指向计算域的一侧，针对舱内噪声分析，即要求法向均指向舱内，在分析前需要进行声学网格前处理，将网格法向调整为指向舱内。

图７　 声学有限元模型

为了更加准确地分析驾驶员和乘员处的噪声响应水平，在声学模型中定义了符合ISO声功率测试标准的场点，场点位置为驾驶员和乘员耳朵处，一共设定了6个场点，如图8所示。

图８　 场点和板块设置（左右对称）

考虑到机舱蒙皮壁板结构的结构刚度较弱，与空气声音的相互作用不可避免，即声音引起的空气振动会影响结构，结构自身的振动也会反作用于空气振动发声，机舱内的噪声分析需要进行声振耦合分析。在进行声振耦合分析前，需要先计算出模型的结构模态信息，如图9所示。

图９　 结构模态（第５阶）

下面分别进行舱内声场分析、场点处声响应分析、板块贡献量分析和内饰材料的降噪分析。

① 舱内声场分析。分析了舱内整体声压，得到的声频率在2750Hz和5300Hz时的声压级分布云图分别如图10和图11 所示。可以看出，在人耳敏感频率范围内（2000 ～ 3000Hz）内，驾驶舱的声压要高于乘员舱，最大达到了136dB，原因是风挡玻璃的隔声量要小于机身结构，对驾驶员的舒适度影响较大。而在5300Hz时，舱内最大声压为144dB，乘员舱的声压要高于驾驶舱，但由于此频率超过了人耳敏感频率范围，对乘员舒适度的影响较弱，故舱内降噪设计重点应放在驾驶舱。

图10　 舱内整体声压分布（2750Hz）

图11　 舱内整体声压分布（5300Hz）

② 场点处声响应分析。在整体声场分布的基础上，进一步计算了场点（驾驶员和乘员耳朵处的小球）处的声压响应，分别如图12和图13所示。由此可见，2750Hz时驾驶员耳朵处的声压要高于乘员处，可达到129dB；而5300Hz时，乘员耳朵处声压要高于驾驶员，与舱内整体声压分布相符0.43％左右。结果表明该方法能够对气路健康状态进行高精度预测，结果如图7所示，横坐标SNO表示预测样本的编号、纵坐标TEC表示预测模型的无量纲结果。

图12　 场点处声压分布（2750Hz）

图13　 场点处声压分布（5300Hz ）

计算了场点处的声压频率响应函数曲线，如图14所示。可以看出，驾驶员和乘员耳朵处的声压大体上随频率增大而增加，在声频5300Hz时达到峰值。

图14　 场点处声压响应曲线

③ 板块贡献量分析。为了探究各子结构（风挡玻璃、地板、蒙皮、平台等）对驾驶员耳朵处的声压响应影响程度，进行了板块贡献量分析，如图15 所示。由此可见，蒙皮的贡献量最高，这是由于蒙皮壁板结构刚度较弱，更容易与舱内空气发生声振耦合。又进一步分析了各子结构对舱内整体的声功率贡献量，如图16所示。由此可见，在声压5000 ～ 6500Hz区间内，整流罩和挡板对声功率的贡献量影响较大。

图15　 子结构对驾驶员耳朵处声压响应贡献量

图16　 子结构对对舱内声功率贡献量

④ 内饰材料的降噪分析。由上述分析知，蒙皮对驾驶员耳朵处的声压响应贡献量最大，分析了考虑蒙皮内饰后驾驶员耳朵处声压级和板块贡献量。假设蒙皮内饰材料由3层材料构成，中间层为多孔材料，上下覆盖一层毛毡材料，多孔层是降噪的主要结构。

考虑蒙皮内饰后的驾驶员耳朵处声压分布和板块贡献量分析结果，如图17~图19所示。可以看出，内饰材料能够降低噪声水平，最大降噪量出现在2750Hz，场点声压由129dB降到了124dB，而蒙皮也不再是贡献量最高的板块。

图17　 场点处声压分布（2750Hz）（蒙皮内饰）

图18　 场点处声压分布（5300Hz）（蒙皮内饰）

图19　 子结构对驾驶员耳朵处声压响应贡献量（蒙皮内饰）

采用声学边界元法对某民用直升机的舱内噪声水平进行了仿真分析研究，形成结论如下：

① 结合统计能量法与飞试测试数据分析，确定了该型机舱内主要结构噪声源（主减振动、发动机振动）和空气噪声源（主减空间辐射声、发动机空间辐射声、油箱舱空间辐射声）。

② 结构噪声源可简化成不同频率下的等幅（加速度）周期性正弦激励，空气噪声源可简化成空间平板辐射声源。

③ 经舱内声学响应分析，无内饰情况下人耳敏感频率范围内的舱内噪声水平在129dB，蒙皮、整流罩和挡板是舱内降噪设计的关键结构。同时，该型机上采用的内饰材料最大能够降低舱内噪声5dB。

④ 由于缺乏主减空间辐射声、发动机空间辐射声、油箱舱空间辐射声这３个空气噪声源声场的飞试实测数据，分析结果与实际情况存在一定偏差，但可以在一定程度上定量反映该民用直升机的舱内噪声水平。

文章来源《测控技术》

作者：尹中伟，王刚，林长亮，陆洋

作者单位：航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司

南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室