軍用直升機振動與噪聲控制技術

劉孝輝，徐新喜，白 松，楊 猛，王 偉

(軍事醫學科學院衛生裝備研究所，天津 300161)

0 引言

直升機具有垂直起落、空中懸停、機動靈活、無需專用地面跑道［1］等特點，在近地武裝攻擊、偵查巡邏、物資輸送、傷病員緊急救治輸送等軍事領域得到了廣泛應用。軍用直升機振動噪聲水平，是影響直升機安全性、舒適性、使用壽命和機載設備工作可靠性的重要因素。美國陸軍航空兵司令部早在1993年的“未來直升機發展計劃”中就明確提出了將直升機振動和噪聲水平降低50%的要求，歐洲直升機公司也在其“未來十年發展計劃”中提出了降低直升機振動與噪聲水平，使直升機外部噪聲達到低于IACO標準10epndB，艙內噪聲達到80dB以下的要求［2］。我國目前裝備的軍用直升機定常飛行狀態座艙振動加速度幅度一般在0.10g－0.25g之間，比民用噴氣飛機惡劣，艙內噪聲總聲壓級高達110～120dB［3］。軍用直升機振動與噪聲聯合作用環境，不僅會降低直升機結構部件疲勞強度，影響機載設備正常工作，還會干擾飛行員正常工作，降低空勤人員工效性和舒適性，嚴重時還會導致生理疾病。研究資料顯示，直升機40%的事故都與振動有關。直升機振動與噪聲環境會引起人體腦中樞機能下降，容易產生眩暈、疲勞等身體不適，長期暴露在振動噪聲環境中的空勤人員普遍存在脊柱、腰部、胃腸道疾?。?］;與其它機種飛行員相比，直升機飛行員聽力異常發生率更高［5－8］。因此，關于軍用直升機振動與噪聲控制技術的研究就顯得尤為重要。

1 軍用直升機振動控制技術

1.1 傳統振動控制技術

軍用直升機激振力主要來自旋翼、傳動系統、發動機振動，系統振動傳遞路線如圖1所示［9］。傳統的軍用直升機振動控制技術主要通過采用無源的慣性、彈性、阻尼元件轉移、吸收、隔離系統振動能量，又稱振動被動控制技術或無源控制技術。振動被動控制技術主要從降低或吸收直升機振源能量、控制振動傳遞路徑、控制受控對象響應三個方面進行減振。

圖1 軍用直升機振動傳播路線圖

1.1.1 振源振動控制

任何降低和吸收振源振動能量的方法都有利于控制直升機整機振動水平。采用高強度、大模量、低密度的復合材料，利用動力學優化設計方法和復合材料裁剪技術，優化槳葉外形，能夠在減少直升機振源能量的同時，降低直升機氣動噪聲水平［10］;采用吸振元件對旋翼進行吸振處理，吸收旋翼振動能量，如美國的OH－6A直升機在旋翼單片槳葉上安裝兩只離心擺式吸振器對旋翼進行直接吸振，100Km飛行試驗表明，座艙振動水平從 1.8m/s2下降到0.5m/s2，下降了72%，我國的直 －6上也在旋翼槳榖上應用雙線擺式吸振器，使座艙位置縱、側向振動降低了60%，主減速器架的交變應力降低了45%［11］。

1.1.2 振動傳遞路徑控制

振動傳遞路徑控制主要通過結構優化、柔性連接、阻尼減振等手段在振動載荷傳遞路徑上減小振動的傳遞。理論分析表明，采用結構優化設計理論，使直升機機身與旋翼/主減速器系統彈性梁的連接點位于彈性梁在旋翼激勵主要成分作用下的受迫陣型節點附近，可顯著減小旋翼振動載荷向直升機機身的傳遞;在機體與旋翼/主減速器系統之間采用彈性阻尼元件連接，阻隔發動機或旋翼系統向機身所傳遞的激振力和激振力矩，能夠有效地降低直升機的振動水平，如我國直－8、直－9就采用聚焦式隔振系統(旋翼/主減速器系統采用聚焦彈性方法與機體固定，如圖2所示)，在巡航狀態下，駕駛員座椅安裝地板處的垂直振動水平降至0.15g左右［11］。

圖2 聚焦式隔振原理圖

1.1.3 受控對象響應控制

軍用直升機各功能子系統及相應設備對振動的要求和耐受程度不同，有的系統對振動較為敏感。如俄羅斯的新型武裝直升機Ka－50，在研制過程中就出現因武器瞄準具振動響應過大導致其無法鎖定目標的情況［12］。受控對象響應控制就是將振動敏感對象作為受控目標，有針對性地進行振動響應控制。常用的方法有:設計專門的減振平臺，如某武裝直升機針對光電成像系統設計專門的穩定減振機構，提高光電設備成像質量［13］;采用動力反共振隔振器對駕駛員、座艙、燃油箱進行隔振，如美國的UH－2A直升機;采用減振器，如俄羅斯的米系列直升機采用АД－*А空氣阻尼減振器、АПН全金屬減振器對機載電臺、整流器、調壓器、參數記錄儀等機載設備進行減振［14］，Mario Ceriani等人采用橡膠塊內嵌阻尼技術對救護直升機機載擔架臺進行隔振，以提高傷病員的乘臥舒適性，并申請了美國專利［15］。圖3為某直升機機載雷達采用的鋼絲繩減振方案［16］。

圖3 機載雷達設備隔振器安裝布置圖

傳統的振動控制技術無需外界能量輸入，裝置結構簡單，可靠性高，控制成本低，技術較為成熟，在降低軍用直升機振動水平領域應用廣泛，但受自身固有特性制約，傳統的振動控制系統結構參數難以隨外界激勵變化而自動進行相應調整，不能實時監測振動環境并做出反應，即使采用優化設計方法也只能將其性能改善到一定程度，隔振頻譜范圍有限，對低頻振動控制能力有限［17］。

1.2 振動主動控制技術

軍用直升機振動主動控制技術，是指在直升機飛行過程中，根據振動傳感器檢測到的振動信號，采取適宜的控制策略，改變受控對象參數或驅動作動器向受控部位提供控制力，從而達到振動控制目標的技術。由于直升機旋翼系統對機身施加的周期性激勵是引發直升機振動的主要原因，因此，軍用直升機振動主動控制技術主要針對直升機旋翼系統引起的一階通過頻率下的周期振動進行控制。

1.2.1 高階諧波控制 (Higher harmonic control，HHC)

高階諧波控制主要采用閉環主動控制系統，根據直升機飛行過程中實時監測的振動反饋信號，采取一定的控制規律控制自動傾斜器或單片槳葉調整槳距角變化來達到降低槳葉振動的目的［18］。自動傾斜器控制方法在美國OH－6A及法國SA349兩種機型上進行過試驗驗證［19］。美國OH－6A飛行試驗表明在低速范圍內減振效果明顯，縱向可使振動減少70～90%，整機振動水平可減至0.05g以下;法國SA349飛行試驗顯示，250km/h速度下，直升機座艙振動水平降低了80%;單片槳葉控制方法在德軍的CH－53G直升機上進行過試驗，試驗結果表明該方法可使貨艙振動水平降低63%，特定位置上降低 90%以上［20］。

1.2.2 結構響應主動控制(Active control of structural response，ACSR)

結構響應主動控制主要通過在旋翼振動載荷傳遞路徑上布置作動器，根據直升機飛行過程中實時監測的振動反饋信號，按照一定的控制規律驅動作動器向直升機受控部位輸出控制力，以達到“用振動抑制振動”的目的。與高階諧波控制方法相比，結構響應主動控制的執行元件布置在旋翼載荷的傳遞路線上，當系統出現故障時不會影響旋翼系統的工作狀態，適航性能更好。目前，ACSR在EH101、UH－60、S－76、S－92等機型上都進行過飛行試驗，在EH101直升機上的飛行試驗結果顯示，直升機駕駛艙和客艙的平均振動水平可降低70%～85%，在S－76直升機上的試驗結果達到了美國陸軍制定的ADS－27要求［21］，目前ACSR系統已成功應用于定型后的EH101直升機。

1.2.3 主動后緣襟翼控制(Actively controlled trailing edge flap，ACF)

主動后緣襟翼控制主要通過在旋翼槳葉后緣處安裝由智能材料(壓電陶瓷晶體、磁致伸縮材料等)作動器控制的襟翼，根據直升機飛行過程中實時監測的振動反饋信號，按照一定的控制規律改變槳葉后緣襟翼迎角，使伺服襟翼產生一個附加扭矩，平衡槳葉振動［22］。德國BK－117直升機飛行試驗結果顯示，采用主動后緣襟翼控制后，巡航狀態下旋翼振動降低了90%。與其它主動控制技術相比，ACF控制伺服襟翼面積很小，完全不需操作系統中的液壓助力系統，消耗功率較低，不存在適航性問題，具有很大的發展空間和應用前景，目前已成為直升機減振、降噪的熱點。

2 軍用直升機噪聲控制技術

2.1 直升機噪聲源

軍用直升機噪聲源主要來自旋翼、尾槳、發動機、傳動系統等。按環境影響范圍可分為艙內噪聲和艙外噪聲，艙內噪聲主要對空勤人員及乘員的生理和心理產生影響，艙外噪聲主要對直升機的隱身性能、周邊環境等產生影響。

旋翼、尾槳噪聲分為旋轉噪聲、脈沖噪聲和寬帶噪聲。旋轉噪聲聲能主要分布在旋翼、尾槳槳葉的通過頻率上，具有純音性質(諧波噪聲)，在噪聲低頻段處支配地位;脈沖噪聲主要來源于槳－渦干擾噪聲(BVI)和高速脈沖噪聲(HSI)，與旋翼噪聲不同，尾槳噪聲一般不會出現HSI噪聲，當直升機出現脈沖噪聲時，會大幅提高直升機噪聲水平;寬帶噪聲由槳葉上的氣流隨機脈動引起，具有隨機、寬頻帶等特性，聲能主要分布在100Hz－1000Hz范圍，與其它噪聲相比，寬帶噪聲能量較低，幅值較小。因此旋轉噪聲和脈沖噪聲是旋翼、尾槳噪聲的主要來源。

我國目前所使用的軍用直升機一般采用渦軸發動機，如米 －171的 TB3－117BM發動機，直 －8A的WZ－6A發動機，直－9A的WZ－8A發動機等。渦軸發動機噪聲主要包含兩部分:進氣壓縮機噪聲與排氣噪聲。進氣噪聲具有系列純音性質、排氣噪聲具有隨機性質。圖4為典型渦輪軸直升機噪聲頻譜圖［23］。

減速器噪聲主要是由齒輪嚙合誤差而產生的高頻嚙合激振力引起機匣、支架等結構振動向大氣輻射的結構噪聲，該噪聲也具有純音性質。

圖4 典型渦軸直升機噪聲頻譜圖

2.2 降噪技術

2.2.1 減振降噪

從理論上講任何減少軍用直升機噪聲源振動的方法，都有利于直升機噪聲水平的降低。采用前面所述振動控制方法對直升機進行減振處理，都能夠在不同程度上降低直升機的整體噪聲水平。如德國BK－117直升機在采用ACF振動控制后，在飛行試驗中，不僅降低了旋翼振動水平，還能夠有效降低旋翼脈沖噪聲，可使直升機噪聲水平下降6dB，該系統有望安裝在EC－145直升機上［24］;在美國UH－60上應用單片槳葉控制系統后，全尺寸風洞試驗表明，該機BVI噪聲水平可降低12dB左右［25］。

2.2.2 槳葉優化設計

理論和試驗表明，通過使用復合材料、采用先進翼形、優化槳葉形狀、減少槳尖葉片厚度、改變槳葉扭轉角，改進旋翼氣動性能，可直接顯著地降低直升機旋翼噪聲水平［26－27］。如美國RAH－66就采用后掠式旋翼槳尖降低旋翼噪聲，復合材料涵道式尾槳消除旋翼與尾槳氣流間的相互作用，可使直升機噪聲水平下降2－3dB。此外，由于采用了復合材料，槳葉葉型和彎曲度在整個翼展范圍內都有變化，這種設計可使直升機在低速飛行時降低旋翼轉速，進而達到降低旋翼噪聲的目的［28］。

2.2.3 減速器降噪

減速器齒輪嚙合頻率及其各階諧波產生的噪聲是直升機噪聲的重要組成，目前主要通過提高齒輪嚙合剛度、齒輪幅板附加阻尼層、對減速器殼體采用彈性懸置、優化傳動齒輪等措施達到減振降噪的目的。Lewicki等人就對改進后的螺旋傘齒輪進行了試驗評估，試驗利用直升機傳動試驗臺在OH－58D直升機傳動系統上進行，試驗結果顯示，在輸出75%扭矩下，減速器齒輪在嚙合頻率1905Hz和其諧波頻率3810 Hz下的聲功率和降低了6 dB，在100%扭矩下，聲功率和降低了10dB［29］。

2.2.4 發動機及傳動系統降噪

采用結構優化設計方法優化發動機及傳動系統結構，改善發動機進出風口結構降低發動機進出氣噪聲水平，提高加工和裝配質量，改善傳動齒輪和殼體振動特性，采取隔振、阻尼減振(如采用丁基橡膠懸置)等措施都可以有效地降低直升機發動機及傳動系統的噪聲水平。如在RAH－66直升機尾梁兩側設置向下狹長的帶狀排氣口，就可以達到降低發動機排氣噪聲水平的目的。此外，如英國的WAH－64就是通過在美國AH－64D的基礎上換裝兩臺性能更加卓越的低噪聲大推力Rolls RTM－322發動機，達到提高整機動力降低噪聲的目的［30］。

2.2.5 機艙內部聲學環境改造

軍用直升機內部聲學環境改造主要是在兼顧直升機安全性、可維修性、人機工效性等各項性能的基礎上，通過綜合使用吸聲降噪、隔聲降噪、阻尼降噪、有源消音降噪等技術，實現降低直升機艙內噪音水平、提高直升機舒適性的目的。

1)吸聲降噪

吸聲降噪是指通過在噪聲源周圍布置多孔吸聲材料，利用吸聲材料的吸聲性能減小噪聲反射來達到降低噪音的技術。

2)隔聲降噪

隔聲降噪主要是在直升機噪音傳播路徑上設置屏蔽，使入射聲能被反射和吸收，減少透射聲能。

3)阻尼降噪

阻尼降噪主要針對金屬薄壁結構，通過在薄壁結構上粘貼阻尼材料，利用阻尼材料的阻尼特性將結構振動能量轉化為熱能耗散，降低結構振動產生的聲輻射能量。

4)有源消音降噪

有源消音降噪采用“聲波抵消聲波”原理，通過在機艙內布置控制聲源，在直升機原聲場上疊加等幅反向主動聲場，達到降低艙室噪聲的目的。系統較為復雜，工程實現相對困難，經濟性差，目前主要還在工程試驗階段，應用有限。

圖5(a)為某重型直升機座艙聲學環境改造示意圖，圖5(b)為改造前后直升機飛行試驗聲學處理結果。試驗數據顯示，在未進行聲學改造前，座艙噪聲水平108～122dB，平均值115 dB，改造后為83～90 dB，平均值87 dB，平均降低了28 dB，效果顯著［23］。

圖5 聲學處理示意圖及試驗結果

3 展望

軍用直升機振源、聲源環境復雜，影響因素較多，直升機振動與噪聲水平一直是評價直升機性能的重要組成部分。隨著新型功能材料的應用、減振降噪理論的深入、仿真試驗手段以及控制技術的不斷發展，軍用直升機減振降噪技術將具有美好的發展前景。

1)新型功能材料的應用

隨著智能材料技術的發展，人們提出了智能結構的新思路，用重量輕、體積小、輸出響應快的智能材料做作動器或傳感器，附加或埋入槳葉，通過一定的控制規律控制槳葉的智能旋翼技術，是實現直升機減振降噪目的的治本技術，具有廣闊的發展空間。

2)結構控制數值仿真與試驗手段的發展

隨著減振降噪理論與計算機技術的發展，結合直升機動力學理論對直升機進行振動與噪聲分析，采用數值仿真方法，如有限元法、邊界元法、統計能量法等建立直升機振動和噪聲模型，在直升機制造前，利用 Anasy、Nastran、Adams、Sysnoise、Autosea 等開展振動與噪聲優化設計，預測直升機振動噪聲水平，將是一種必然趨勢。

3)主動減振降噪技術研究

傳統的被動減振降噪技術工程實現相對較為容易，但減振降噪能力有限，難以實現對低頻振動噪聲的有效控制。主動減振降噪技術從理論上講可對任意結構進行控制，具有極強的適應性和調節性，對低頻振動噪聲也有良好的控制效果，但控制系統復雜，成本較高。因此，開展軍用直升機主動減振降噪研究，研發質量輕、價格便宜、能耗少、反應靈敏、可靠性高的主動減振降噪系統將是未來軍用直升機減振降噪的一個熱點。

4)平臺二次綜合改造

我國軍用直升機工業體系起步較晚，現有軍用直升機機型根據軍事任務不同往往需要在已定型平臺上進行二次改造以完善其功能。在改造工程中應堅持系統工程設計方法，從全局考慮直升機的振動與噪聲水平，在滿足直升機功能和經濟性的前提下盡量使用靜音設備，減少機艙內振動噪聲源;開發和使用高性能隔振器(無諧振峰隔振器、金屬橡膠隔振器等)，高阻尼橡膠(硅橡膠、丁基橡膠等)，高吸聲系數和較低導熱系數的吸聲材料(玻璃纖維棉、聚氨酯聲學泡沫等)，質量輕且具有良好隔聲效果的復合材料(復合材料蜂窩夾層板、阻尼復合鋼板等)對直升機進行綜合隔振、阻振、吸聲、隔聲處理，將能夠取得良好的減振降噪效果。

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