基于材料及結構的直升機噪聲抑制技術研究進展

李文智, 曹瑤琴, 何志平

（中國直升機設計研究所, 江西 景德鎮 333001）

直升機因其垂直起降、空中懸停、無場地限制等特性，在醫療、運輸、偵查、救援等領域得到廣泛應用，人們對直升機的認識也通過不同途徑得到了極大的提升。與此同時，日益突出的直升機振動及噪聲問題也越來越被關注，該問題一方面會影響裝備自身的可靠安全運行，另一方面會對機艙內部人員的身心健康以及周圍環境形成噪聲危害，也會降低直升機的舒適性和隱蔽性[1]。

近年來，隨著民用直升機市場的開拓，直升機行業對直升機噪聲及其污染越來越重視，一些國家也已經或正在將直升機噪聲水平列入適航條款要求[2]。此外，在軍用直升機領域，除艙內人員舒適性問題外，其隱蔽性問題最為突出。隨著聲探測技術的發展，包括瑞典“直升機搜索裝置”和英國的“警戒哨”預警系統在內的新型低空聲探測系統，以及美、俄等國研發的新型聲探測反直升機地雷的逐漸成熟和列裝，嚴重威脅了軍用直升機的戰場生存能力。2016 年1 月6 日，美軍一架“阿帕奇”武裝直升機被俄制聲控反直升機地雷擊中而墜毀。由此可見，直升機減振降噪已經成為亟待解決的關鍵性問題之一，迫切需要利用行之有效的方式降低直升機噪聲水平。

本文從直升機噪聲來源出發，從材料和結構設計的角度對直升機外部及內部噪聲的調控及抑制方法進行闡述，并綜述了近些年具有直升機減振降噪應用潛力的新材料研究現狀和發展趨勢，主要包括壓電智能材料、吸聲蜂窩材料、聲學超材料以及阻尼材料，最后對未來直升機降噪材料/結構可能的設計及應用方向提出了研究思路。

1 直升機噪聲來源

直升機噪聲的主要來源主要包括以下三類：（1）旋翼、尾槳氣動噪聲；（2）主減速器及傳動系統噪聲；（3）發動機噪聲。第一類噪聲主要包括厚度噪聲、載荷噪聲、寬帶噪聲、高速脈沖（high speed impulsive，HSI）噪聲和槳渦干擾（blade vortex interaction，BVI）噪聲。其中厚度噪聲、載荷噪聲由旋轉槳葉和空氣體積脈動所引起，在低頻噪聲中占主要部分，厚度噪聲隨著速度的增加而逐漸提升；寬帶噪聲是由于槳葉上氣流隨機脈動產生，相比于其他噪聲能量和幅值均較小；HIS 和BVI 噪聲均屬于脈沖噪聲，前者是高速飛行時由激波引起的噪聲，可以通過速度控制有效降低，主要沿著飛行的前進方向傳播，對艙內和地面影響較小，而后者是由于槳葉高速旋轉時，翼尖形成的渦流，不同槳葉槳尖渦相碰撞形成了幅值很高的干擾噪聲（圖1[2]），BVI 噪聲一經出現便會成為主導噪聲，同時在直升機的飛行過程中，BVI 噪聲的產生也不可避免。因此，在直升機旋翼降噪研究中主要為抑制BVI 噪聲，主要途徑包括降低槳尖渦產生強度或者避免槳尖渦碰撞。第二類和第三類噪聲均由齒輪嚙合或者發動機運轉諧波形成的激振力產生，振動頻率較高，由于與機艙的距離較近，這兩類噪聲對艙內的影響最為顯著[3]。

圖1 直升機槳渦干擾（BVI）噪聲的產生原理圖[2]Fig. 1 Schematic diagram of the generation of helicopter blade vortex interference （BVI） noise[2]

依據直升機各類噪聲的產生原因和特性，第一類噪聲會在直升機艙體外部形成高噪聲輻射場，其次還會以聲透射的方式作用于機艙內部，但由于機身表面對聲波的反射作用，所以這類噪聲主要作用于直升機外部環境場；其余兩類噪聲主要通過直升機結構傳播和聲透射的方式作用于機艙內部，而在直升機近場附近，這兩類頻率較高的噪聲會產生顯著的衰減，因此主要表現為機艙內部噪聲[4]。

2 基于材料及結構的直升機噪聲控制現狀

依據各類噪聲的傳播特點和主要作用部位，諸多研究人員分別對直升機外部噪聲和機艙內部噪音控制開展了相應的研究，主要包含主動噪聲控制技術和被動噪聲控制技術。近些年通過機身氣動外形設計、槳葉翼型設計、飛行軌跡控制和優化、主動噪聲控制、智能槳葉等主動噪聲控制技術的研究越發廣泛，理論和設計也越發成熟[5-7]，可以通過智能化的主動控制或者二次諧波調控，從振動及流體控制等根源上實現直升機各類噪聲的有效抑制；但是由于在其應用過程中需對直升機設計做出一定的改動且降噪措施貫徹成本較高，同時由于我國相關技術研究相對較晚，技術積淀薄弱，上述技術在我國直升機上仍未廣泛應用。

反之，對于被動降噪技術，以降噪材料和結構設計技術為主，可以在兼顧結構設計的基礎上實現較為穩定的降噪效果，且易于維護[8]，是現階段使用較為廣泛的直升機降噪手段，主要以壓電材料智能旋翼、隔聲材料、蜂窩夾層結構、聲學超材料等材料和結構設計降噪方式為代表。上述方式可以通過阻礙槳葉與空氣渦流撞擊降低噪聲產生強度，或者通過抑制聲透射、結構傳播的方式從聲音傳播途徑角度實現噪聲抑制，直升機應用潛力較大。該技術對直升機整體結構的改動一般較小，應用部分功能材料或結構實現降噪目標，成為直升機領域降噪研究的熱點。

對于直升機的減振降噪材料技術，國外已經開展了相應材料、技術研究與應用[9]，國內也開展了相關的實驗室研究，取得了一定的進展。

2.1 外部噪聲控制技術

直升機的外部噪聲控制主要以降低旋翼主槳葉和尾槳的噪聲產生為主，通過避免后續槳葉與前一槳葉形成的渦流碰撞的方式，降低所產生的BVI 噪聲，達到這一目的的最有效途徑就是實現槳葉在轉動過程中的扭轉變形。

現階段國內外的解決方案涵蓋被動設計與主動設計兩種，被動設計采用先進旋翼槳尖、優化旋翼翼型布置、改變旋翼轉速等方法，可以在一定程度上降低槳葉噪聲，但更為有效的還是主動設計控制方式，其主要原理為降低槳葉載荷、減弱槳尖渦強度、增加槳渦干擾距離，以及改變槳渦干擾角等，發展出高階諧波控制（higher harmonic control,HHC）[10]、獨立槳距控制（individual blade control，IBC）[11]、主動扭轉旋翼控制（active twist rotor，ATR）、主動后緣襟翼控制（actively controlled flaps，ACF）等方法。HHC 方法可實現部分諧波槳距控制，但對于某些頻率無能為力[12]，IBC 方法彌補了上述問題，可單獨實現多諧波槳距變化和任意的變距運動[13]，但是上述兩種設計過于復雜，所需驅動功率大，且IBC 控制系統基本采用液壓系統驅動，其作動器質量代價較大，且與液壓作動器配套使用的液壓集流環成本高昂不易維護，暫未獲得實際應用。

然而基于材料的ATR 與ACF 方法有效減小了驅動功率、簡化了設計難度，有效解決了HHC及IBC 技術的不足，智能材料（如壓電材料、記憶材料等）在直升機槳葉中的使用應運而生，為配合壓電智能材料的使用發展出相應的電激勵驅動機構。

2.1.1 智能纖維復合材料槳葉

近些年，出于對直升機減重、耐腐蝕性、抗疲勞性和損傷容限的考慮，傳統笨重的鋁合金、鋰合金等金屬材料槳葉逐漸被復合材料槳葉所替代，復合材料槳葉所表現出的良好設計性也使其能夠實現更多功能上的改進，智能纖維復合材料便是其中之一[14-16]。這種材料是由玻璃纖維或碳纖維與壓電（PZT）纖維耦合后層壓而成的，與傳統復合材料用槳葉的不同之處在于智能纖維復合材料最外層的樹脂包覆膜（如聚酰亞胺膜）上埋入了交指電極（具體結構如圖2[17]和圖3[17]所示），在直升機槳葉旋轉過程中，通過在電極中通電激發PZT 纖維變形而實現整片槳葉的扭轉變形，抑制其顫振、振動以及與前一槳葉槳尖渦流的碰撞，最終實現降低主槳葉噪聲的目的[17]。20 世紀末，美國已經用智能纖維復合材料制造了1/6 縮比的CH-47D 直升機槳葉的模型，并在貝爾直升機公司進行了風洞實驗，同時也制備了全尺寸智能扭轉旋翼(ATR)，并在NASA 蘭利研究中心的跨音速風洞進行了懸停實驗，1000 V 電壓激勵下1°～1.5°的最大扭轉角可發生4±1 次/轉(33～35 Hz)，表現出良好的槳葉扭轉控制能力；此外，Rodgers 和Hagood 以該種形式制作了長2.749 m、弦長107.7 mm 的槳葉，也獲得了±2°的槳尖扭轉[17]。與此同時，國內復合材料自直-10 研究以來也實現了跨越式發展，復合材料槳葉和復合材料機身結構應用越發廣泛，智能材料復合槳葉等應用前景廣闊。

圖2 智能纖維復合材料各層結構圖[17]Fig. 2 Structure of intelligent fiber composite material[17]

圖3 智能纖維復合材料示意圖[17]Fig. 3 Schematic diagram of smart fiber composite[17]

2.1.2 智能驅動主動后緣襟翼

智能驅動主動后緣襟翼這一類控制降噪方式主要通過在直升機主槳葉靠近尖端位置（圖4 方框位置），以添加可驅動主動后緣襟翼的方式來實現槳葉在運行過程中的偏轉，利用材料實現襟翼驅動的主要方式包括雙壓電（PZT）晶片驅動、壓電疊層片驅動、磁致伸縮致動器驅動、形狀記憶合金驅動等，典型的設計模型圖如圖4 所示[18]。在設計的縮比模型實驗條件下，Bell 公司利用8 層壓電片疊層結構實現了在900 r/min 轉速下最大振幅±6°的性能，實現了設計目的。馬里蘭大學也提出了在槳葉上下表面對稱貼合PZT 片（圖5），在風洞實驗中實現了±2.5°的扭轉[19-20]。此外對于形狀記憶合金驅動襟翼，構建了包含兩根互逆形狀記憶合金的扭轉管驅動結構，實現了±7.5°的扭轉，最大可以實現12 dB 的降噪效果[21]，技術雖不成熟，但有良好的發展前景[22]。

圖4 智能驅動主動后緣襟翼位置[18]Fig. 4 Intelligent drive active rear edge flap position[18]

圖5 典型的智能驅動主動后緣襟翼結構示意圖[18]Fig. 5 Typical intelligent drive active trail edge flap structure[18]

在國內，該項技術仍處于理論設計與研究階段，與國外仍存在一定差距，這與該項技術的應用需求推動力不足密切相關，但是近幾年國內對智能材料研究迅速升溫，其應用方面發展迅速，主要表現在智能槳葉中關鍵壓電材料的設計研究方面。有研究者開展了具有鈣鈦礦結構系列壓電陶瓷（鈮酸鎂鉛-鋯鈦酸鉛PMZ-PZT、鋯鈦酸鉛鑭PLZT、鈦酸錳鈮鉍BTMN 等）成分及制備技術研制，形成了具備多種壓電系數及場感應應變等特性的壓電材料，有望進一步提升智能旋翼的變形偏轉能力，為我國壓電智能旋翼的進一步應用發展奠定了材料基礎[23-28]。2019 年5 月航空工業直升機所牽頭的ACF 智能旋翼基于智能壓電材料的壓電驅動器項目實現后緣襟翼的主動控制，安裝了4 m 直徑智能旋翼試驗機實現懸停與前飛實驗驗證，研究取得了階段性成果，后續相關工作也正在進一步積極開展。

綜上所述，智能纖維復合材料在材料研究方面實現了快速發展，與此同時國內正開展相關材料的設計與模擬等工作，南京航空航天大學等單位對兩種技術開展了廣泛研究[29-31]。但隨著對直升機槳葉轉速要求的提高，復合槳葉或襟翼所處環境的動態壓力、離心力、摩擦力矩均會隨之增加，這會降低智能材料的驅動能力，槳葉偏轉能力顯著降低。此外，在全尺寸應用條件下，上述作用力越發顯著，也會導致槳葉的偏轉振幅降低，同時由于驅動系統結構和自適應策略的復雜性，及其偏低的能量轉換效率和驅動力，使得智能材料驅動槳葉在直升機上的應用仍有大量工作需要開展。

2.2 艙內噪聲控制技術

對于艙內噪聲控制技術現階段仍以材料或結構設計技術為主，同時發展出主動結構聲振控制技術以及主動消聲技術。雖然主動消聲技術可以通過等級反相的次級聲場實現減振降噪目的，但是由于直升機艙內噪聲的復雜性以及該技術的成熟度不高，目前仍處于實驗室階段。而減振降噪新型材料、超材料因其結構設計、理論設計相對簡單，對直升機整體結構影響小獲得了更為長足的發展。

2.2.1 吸聲棉、吸聲泡沫、吸聲板

吸聲棉、吸聲泡沫和吸聲板等是最為傳統的吸聲結構（圖6），在固定翼飛機應用較為廣泛，材料多以石棉、聚酯等為主，附著在機艙內表面以實現降噪的目的，據報道，該類材料在直升機領域有過應用，但是由于其安裝使用占用了較大的機艙內空間、增加了一定的機身質量且降噪（尤其是對結構傳導噪聲抑制）效果不顯著，降噪效果在5 dB 以內[32]，因此各個應用領域均在研究新的解決方案[33]。

圖6 吸聲棉、吸聲泡沫和吸聲板降噪原理Fig. 6 Noise reduction principle of sound absorption cotton,sound absorption foam and sound absorbing plate noise

2.2.2 降噪蜂窩結構

隨著復合材料尤其是蜂窩夾層復合材料用量的增加，且閉合空腔具有一定的消聲特性，因此“可降噪蜂窩結構”這一結構-功能一體化的概念被隨之提出，降噪蜂窩材料得到了快速研究和發展，基于共振吸聲結構而制造的穿孔板共振吸聲蜂窩結構成為直升機上最具潛力的消聲方案，這類結構是由具有一定厚度的蜂窩芯材耦合多孔上面板和無孔下面板組合而成的[34-36]，通過利用每一個蜂窩孔格的赫姆霍茲共振機制來實現降噪目的[37]，現階段國外赫氏公司已經實現了單自由度、雙自由度以及多自由度降噪蜂窩的研制與應用，可以針對應用目標的多個噪聲特征頻率來設計吸聲結構，增強了吸聲結構降噪的適應性，如圖7所示[38]。

圖7 赫氏公司制備的帶內隔膜的消聲蜂窩芯[38]Fig. 7 Noise absorption honeycomb with embedded dia phragm[38]

目前國內紀雙英等[38-39]開展了內嵌式多自由度降噪蜂窩的研究與應用工作，已經實現了在500～6400 Hz 的頻段范圍內平均吸聲系數0.87 的設計及制備能力，表現出來的隔聲能力有望達到15 dB或以上，并開展在飛機上的應用工作。然而這種基于赫姆霍茲共振機制的吸聲降噪結構在500～1000 Hz的低頻范圍內降噪能力有限，是該項技術亟須改進的缺點[39]。

2.2.3 聲學超材料

人工周期結構是一類通過設計調控獲得的存在彈性波禁帶的結構，包含傳統工程周期結構、聲子晶體以及聲學超材料三種體系[40]，在彈性波禁帶范圍內，聲音的傳播可以被有效抑制，從而實現在某些特定波段范圍內聲傳播的抑制。21 世紀初以來，基于人工周期結構的國內外降噪研究發展十分迅速，在實驗室階段形成了周期性結構減振支桿和局域共振單元周期板結構等兩類較為成熟的降噪結構，并衍生出聲學黑洞這一全新技術概念。

（1） 周期性結構減振支桿

南京航空航天大學利用橡膠的阻尼特性，通過材料間的軟硬交替及厚度等參數的理論模擬調控，設計研制了雙材料乃至多材料體系的周期性結構支桿，在周期性結構減振支桿進行了較為深入的研究，安裝在直升機主減速器與機艙上頂板之間（圖8[41]），實現了艙內振動噪聲的顯著抑制。圖9 為周期性結構減振支桿與傳統支桿振動噪聲對比[41]。由圖9看出，在500～2000 Hz 振動噪聲曲線更為緩和平穩，降低程度最大可達到近30 dB[35-36]。

圖8 周期性結構減振支桿安裝位置與具體結構[41]Fig. 8 Location and structure[41]of periodic strut installation

圖9 周期性結構減振支桿與傳統支桿振動噪聲對比[41]Fig. 9 Comparison of the noise responses between the period ic struts and traditional struts[41]

由于多材料復合結構體系工藝較為復雜，在實現過程中可能存在問題，因此開展了單一材料體系周期性減振支桿的研究，設計了如圖10 所示的周期性結構支桿。雖然其降噪頻段較窄，但可以通過機械阻抗具有較大差異的兩類組件匹配和不連續幾何尺寸調控適當改善上述問題，拓寬降噪頻段。該新型支桿的阻滯特性與材料的靜態應力、質量、周期數、單元剛度有關，在500～2000 Hz 加速度衰減可以達到12 dB 以上，總衰減為64%[42-43]。

圖10 單材料周期性結構減振支桿結構[43]（a）單材料周期支桿示意圖；（b）單元結構示意圖；（c）周期支桿試樣Fig. 10 Single material periodic strut structure[43]（a） schematic diagram of single material periodic strut; （b） schematic diagram of the cell structure; （c） periodic strut sample

（2）局域共振單元周期板結構

局域共振單元周期板結構是在板結構上周期性耦合附加結構，其整體結構和在機上的安裝形式如圖11[38]所示，可以通過周期結構的共振消聲特性實現某一頻率聲振動傳播的抑制。該結構一般由均勻板與周期排列的附加結構組成，典型均勻板為普通單層板。

圖11 局域共振單元周期板典型結構及降噪能力[38]Fig. 11 Typical structure and noise reduction capacity of the local resonance unit cycle board[38]

國防科學技術大學開展了相關研究，使用周期板后在690～1500 Hz 這一頻段內振動位移響應比得到了顯著的抑制，平均抑制水平可達10～15 dB[44]。此外，通過對單層板進行改進所構成的周期板，如使用蜂窩夾層周期板，實現了在更寬頻率范圍內振動與噪聲的抑制，同時也對該結構的理論機制進行了研究[45-46]。隨著未來相關材料及結構制備和設計理論的發展成熟，局域共振周期結構在直升機降噪領域將有著巨大的應用潛力。

（3）聲學黑洞

聲學黑洞(ABH)效應是利用結構阻抗的變化，通過改變結構形式而形成的陷波器，可以通過局部區域厚度按照一定冪律規函數進行設計，具有實現簡單靈活、操控效率高、頻帶范圍寬，質量小等優點，是一種更為新穎的設計思路[47-49]。南京航空航天大學在該領域開展研究較早，也提出了包含內嵌式ABH 結構和附加式ABH 結構的設計模式，最好可實現質量不增加前提下，艙室平均噪聲水平在1/3 倍頻程內降低3～10 dB，實現了很明顯的減振降噪能力[50]。此外，更是在ABH 結構分析、聲波操控能力及機理分析方面提出許多可行的方法，但仍主要集中在實驗室及理論研究階段，未來有望成為主流的減振降噪結構。

總的來說，以直升機減振降噪應用為目的，人工設計的周期結構可以根據具體型號及使用需求實現降噪頻率的定制化設計，有望在極大程度上緩解直升機艙內噪聲問題，但這一類結構附加材料設計較為復雜，尚未開展過直升機型號上的應用研究，距離工程化應用還有一定距離。

2.2.4 阻尼材料

在隔聲板上增加應用阻尼材料也是常用的方式，在汽車工業中應用較廣，但在直升機領域中，由于質量和尺寸限制，約束阻尼因其結構質量大而未能廣泛應用；自由阻尼材料雖然工藝簡單、實施方便，但效果較弱，且有研究發現，當通過阻尼處理實現減振降噪時，降噪效果并不隨著阻尼的增大而成比例的增加（聲損耗數R=20lgm+20lgf-48），阻尼處理并不總能使聲輻射得到有效抑制，且普遍應用阻尼材料的降噪能力一般為1～5 dB，減振降噪能力較弱[51]，也不是較好的選擇。因此現階段，除在某些關鍵部位（如減振器）及航電系統成品結構中應用了具有阻尼作用的橡膠類材料，以減小振動噪聲的影響，阻尼材料在直升機艙體和支撐結構中并未得到較多應用。

隨著先進檢測技術及設備的不斷發展及其在材料領域的不斷應用，已有大量實驗結果證明鎂基金屬材料有明顯的應變振幅效應[52-55]。國外學者已經實現了通過合金化來提高鎂合金的阻尼性能和力學強度，形成了Mg-Cu-Mn、Mg-Si-Cu 等一系列高強高阻尼材料，室溫的抗拉強度可達到290 MPa[56]，降噪能力也可以達到3～5 dB。然而現階段鎂合金材料仍存在較為嚴重的腐蝕問題[57]，但隨著未來合金化機理及防腐機理研究的深入，上述問題有望得到解決，從而實現在直升機阻尼降噪領域的應用。

3 結束語

現代直升機得到長足發展和廣泛應用，各個領域對直升機的噪聲問題越發重視，為了進一步提升軍用直升機的戰場聲隱蔽能力，同時提高民用直升機的舒適性并降低其帶來的噪聲污染，將在很大程度上依賴于降噪材料及基于材料的降噪結構設計。雖然從20 世紀末以來，各類降噪材料及結構開展了廣泛研究，也取得了一定的成果，但因為種種原因而未實現真正的廣泛裝機應用。隨著各類新型材料機理研究及其結構設計向著深入化、成熟化發展，其將會在直升機上獲得更為廣闊的應用前景。基于材料/結構的降噪技術發展趨勢如下：

（1）主動降噪技術是從槳葉流體控制的根源上實現直升機減震降噪目的的必由之路，在主動驅動/激勵裝置設計不斷走向成熟的前提下，基于壓電材料、記憶合金等智能材料制造的智能纖維復合槳葉及智能驅動襟翼是解決槳葉噪聲的關鍵，實現強變形偏轉能力、高強度壓電材料、記憶合金的研制，從而克服高速旋轉大尺寸槳葉偏轉難的問題，將是直升機減振降噪主流方向。

（2）亥姆霍茲共振吸聲原理是目前理論和技術發展均相對成熟的方案，國內相關技術發展也達到了可工程化的水平，耦合蜂窩夾層復合材料在直升機領域使用量的不斷增加，基于亥姆霍茲共振吸聲原理的降噪材料/結構向著結構功能一體化發展，并且隨著材料/結構設計和制造能力不斷提升，多自由度降噪蜂窩的參數調控能力將更加靈活，降噪頻段和降噪能力將顯著拓寬和提升，是最具研制應用潛力的體系。

（3）人工周期材料/結構等超材料中存在的聲學禁帶區域以及聲學黑洞存在的禁聲逃逸特性，在這些聲頻段內可以顯著降低聲波的傳播強度，從而實現降噪的作用。通過結構和材料剛度等性能的調控可以進一步提升降噪波段的頻段，實現寬頻降噪的目的。隨著聲學超材料成熟度不斷提升，這類材料將重點應用于平板、支撐結構中，實現減振降噪能力的跨越式提升。

（4）隨著對材料阻尼機理認識和理解得越發透徹，材料阻尼性能調控手段和能力也將得到更進一步的發展。在直升機領域，基于機身減重設計要求，在機身表面附著高阻尼材料將對減重產生不利影響，研究具有高阻尼性能的高強結構材料，實現高強度-高阻尼的結構-功能一體化設計將成為趨勢。