直升機艙內噪聲到底有多“大”？

提起直升機，你一定會想到其扶搖直上的颯爽身影，鐵翼飛旋的俊朗英姿，當然還有那標誌性的機械轟鳴聲。

直升機外部噪聲顯著，鐵翼劃破空氣的尖銳嘶鳴以及發動機的震耳轟鳴，都讓人難以忽視其存在。

外部噪聲尚且如此，那直升機內部的噪聲到底有多“大”？產生噪音的原因是什麼？又該如何改善？今天就從這幾方面跟大家一起認識下直升機艙內噪聲。

01.直升機艙內噪聲有多“大”

圖1給出了一架未做降噪處理的典型直升機駕駛艙內噪聲水平。從這組資料可以看出，該機在不同飛行狀態下艙內噪聲幅值波動較大，介於102。5dB~111。1dB之間。

這種噪聲水平是什麼概念？圖2給出了幾種常見場合的噪聲幅值，對比發現，上述直升機艙內的噪聲水平竟然介於拖拉機和電鋸之間，這也難怪有人戲稱直升機的乘坐體驗就像“空中拖拉機”。

如此“大”的噪聲會對人們帶來什麼危害呢？調查發現，強噪聲環境會使人出現煩躁、聽力損傷、高血壓、心血管疾病等問題，嚴重危及人們的身心健康。因此，必須要採取措施進行人員聽力保護或艙內噪聲控制。

圖1 某直升機不同工況下的駕駛艙內聲壓級

圖2 常見場合下的噪聲水平

02.機上人員的護聽裝置

圖3給出了4種常見的聽力保護裝置，對聽力的保護程度不同。那麼帶上它們後，直升機上的人員是否就安全了？答案是不一定。按照GJB 1564A-2012中規定的飛行頭盔最低聲衰減量，對於上述直升機，駕駛員依然能聽到100dB以上的噪聲。那麼機上人員為什麼還要帶？有用嗎？有用。

圖3 常見的聽力保護裝置

為了說明頭盔帶來的效果，這裡引入另一個度量噪聲水平的評價方法：A計權聲壓級，通常記為dBA，由美國標準協會在1936年制定，考慮了人耳對不同頻段聲音的敏感程度，如圖4所示，常被用於衡量噪聲環境是否舒適。舉例說明，假設我們聽到一個63Hz、100dB的鼓點聲，其聲音敏感度與朋友用1000Hz、74dB的喊聲與你交流相似。這時，63Hz的鼓聲就可以看作74dBA。

圖4 A計權曲線

採用這一度量方法，重新計算上述戴頭盔的駕駛員耳位處的噪聲水平，竟然在80dBA以下。根據GB/T 50087-2013規定的噪聲職業接觸限值，低於85dBA可以每天工作8小時以上，也就是說該駕駛員可以帶著頭盔盡情飛翔了。

既然如此，設計人員為何還要努力進行直升機艙內噪聲控制，是否有必要？當然必要。第一，頭盔降噪效果雖好，但重，例如上圖中軍綠色頭盔重約1。45kg，就像頭頂一塊磚，長時間下來並不舒服；第二，對於很多直升機型號，機上人員即使佩戴護聽裝置，聽到的噪聲同樣很大，甚至超過100dBA；第三，未來直升機正不斷朝著高速、重型等方向發展，艙內基礎噪聲會越來越大，而人們對舒適度要求則在不斷提高。因此，直升機艙內噪聲控制需求依然迫切。

03.認識艙內噪聲如此“大”的源頭

瞭解艙內噪聲的源頭有助於針對性施加艙內噪聲控制措施。透過大量的噪聲源識別工作發現，影響直升機艙內噪聲的源頭眾多，多數機型主要貢獻來自旋翼/尾槳、傳動系統和發動機，源頭處的噪聲幅值甚至能達到140dB以上。

圖5 直升機艙內主要噪聲源示意

那麼噪聲源為什麼會產生噪聲呢？對此，研究人員做了大量工作，不斷研究噪聲形成機理，最終定義了兩種聲源型別：氣動噪聲和機械噪聲。所謂氣動噪聲就是氣流直接產生的聲音，以旋翼為例，一定厚度的槳葉會在旋轉時產生空氣排量形成厚度噪聲，同時葉片上的氣動力會與空氣體積脈動形成載荷噪聲，與前面的槳尖脫落渦相互干擾會形成槳-渦干擾（BVI）噪聲，高速旋轉的槳葉還會使空氣產生激波形成高速脈衝（HSI）噪聲，槳葉表面湍流運動等會引起寬頻噪聲。各種氣動聲源幅值不同，指向性不同（圖6），對艙內的貢獻也不同。

圖6 旋翼各噪聲成分的典型傳播方向

與氣動噪聲不同，機械噪聲來源於機械運轉引發的結構振動所產生的輻射噪聲。直升機的傳動系統就是典型的機械噪聲源，圖7給出了某直升機的傳動系統三維圖，內部包含多副齒輪。在發動機帶動下，由於輪齒齧合剛度、傳遞誤差等原因，輪齒之間會產生週期性的齒輪齧合力，經過傳動軸、軸承傳遞至機匣，從而引發結構振動及其輻射噪聲。

圖7 典型直升機傳動系統

這裡重點介紹下主減速器，該結構特指位於發動機和旋翼之間的減速器，元件多、距離人員近、對艙內噪聲貢獻大，讓設計人員分外頭疼。

直升機的發動機則更為複雜，圖8給出了典型渦軸發動機的結構組成。這種特殊構型導致發動機不僅有氣流通道內產生的氣動噪聲，還具有氣流振動引起的機械噪聲，以及氣動噪聲和機械噪聲的耦合噪聲。

圖8 典型直升機發動機結構

04.瞭解噪聲如何從噪聲源向艙內傳遞

圖9 直升機艙內噪聲傳遞

由此看出，對於直升機如此緊湊的構型，各噪聲源至艙內的噪聲傳播距離非常近。不禁有人疑問：這又能怎樣？噪聲源都一樣，遠近聽到噪聲還能不同？沒錯，差異巨大。

05.傳播遠近如何影響噪聲幅值

對於固定位置的噪聲源，聲波在向遠處傳播時會出現兩種典型現象：一是幾何發散，聲波隨波陣面越來越大，聲壓級越來越小，具體表現為測點與聲源的距離每增加一倍聲壓級降低6dB（什麼概念？能量降低至原來的25%）；二是大氣衰減，由於熱損失、黏性損失等原因，聲波傳播越遠能量損耗越大，聲壓級越小，且頻率越高，波長越短，衰減越快。例如，同樣是100m的傳播距離，125Hz的旋翼噪聲和2000Hz的主減速器噪聲衰減量分別為0。05dB和2。8dB，相當於一個聽著基本沒變化，一個聽著明顯變小了。

這也就造成了一種典型現象：直升機明明有很多高頻成分的噪聲源，但在遠場飛行時我們聽到的主要是 “啪嗒啪嗒”的低頻聲，噪聲特徵如圖10所示，主要來自旋翼，傳動系統和發動機等的貢獻很小。因此，對於未來城市飛行，也許可以考慮規定直升機的飛行高度，如在300m以上飛輕型/小型機，在600m以上飛中型機，在更高高度飛重型機，從而保持地面噪聲在65dB以下。

圖10 直升機遠場噪聲源及頻率分佈

而對於艙內噪聲，各噪聲源的傳播距離遠小於100m。以米8為例，旋翼、發動機、主減速器等關鍵噪聲源直接位於乘客頭頂，不超過5m，且中間僅間隔一層薄板結構。

圖11 米8直升機實物圖

因此，直升機各噪聲源向艙內傳播時聲能量衰減非常有限，即使有機身壁板的隔聲作用，到達艙內的噪聲幅值還是可以達到90dBA-120dBA，頻率特徵見圖12，來自旋翼、傳動系統和發動機的諧波和寬頻貢獻十分明顯，與遠場（圖10）完全不同。

圖12 直升機艙內典型噪聲源及頻率分佈

06.傳統直升機艙內降噪措施

這麼惡劣的艙內噪聲環境怎能不引起直升機廠商的注意呢？實際上從上世紀六十年代開始，各直升機廠商就開始嘗試降噪，最直接的方法就是在艙內做文章，透過一些吸聲、隔聲、阻振措施直接將座艙包裹起來，阻止噪聲向艙內傳播。

由此形成了國內外廠商選擇的傳統直升機艙內降噪措施，一般包括在蒙皮和框梁腹板上貼阻尼片，框梁之間填充隔聲棉，內側安裝隔聲板，地板鋪設吸聲毯，採用雙層玻璃，配合密封處理等等，如圖13所示。這些傳統措施在各種直升機構型上的降噪效果如圖14所示，一般能實現整機降噪15dB-30dB。

圖13 直升機艙內典型降噪措施

圖14 傳統降噪措施對直升機艙內噪聲的影響

07.傳統降噪措施安裝現狀

傳統降噪措施有這麼好的降噪效果，怎麼沒成為每架直升機的標配呢？就像汽車一樣，來一套高階豪華內飾不香嗎？理論雖香，但顧慮重重。最主要原因是重量和空間問題，傳統降噪措施的優良降噪效果往往以犧牲空間和重量為代價，有些機型為了達到85dBA以下的舒適環境，甚至需要附加幾百公斤重量。

圖15 EC145直升機豪華降噪內飾

然而，目前訂購直升機的主要用途為戰鬥、救援、醫療、科研、滅火等，為了更多的運輸裝備、士兵、物資，訂購方還是希望儘量釋放空間和重量給更需要的物件。例如CH-53K（圖16），其艙內基本沒裝什麼降噪措施，只是給每個乘員配置了頭盔。國內，目前也僅有少量具有特殊需求的機型配備了專門的整機降噪措施。

圖16 CH-53K乘員艙內部

因此，為了讓直升機艙內聲環境更加舒適，也減少對重量、空間等的顧慮，設計人員還在堅持做以及還可以做哪些降噪工作呢？

8.努力從源頭解決噪聲問題

噪聲源控制才是解決直升機艙內噪聲問題的根本手段，可在不增加重量、甚至減重的基礎上實現艙內大幅度降噪，而國內外在這方面的研究也從未停歇。

由於適航等的機外噪聲要求，目前關於直升機旋翼和尾槳的低頻噪聲控制技術研究較多，且已研發出了一些有效手段，如採用後掠、尖削、下反等槳尖設計，配合槳葉片數、轉速等的調整改變旋翼的氣流方向和強度。而且，隨著作動器和計算機技術的提升，一些主動控制方式如高階諧波控制（HHC ）、單片槳葉控制（IBC）、主動扭轉槳葉（ATB）控制等也被拿來控制氣動噪聲。當然，這些技術的發展難度巨大，需要設計人員步步謹慎地開展飛行效能與噪聲、振動等的系統研究。

圖17 旋翼主動噪聲控制方式示意

值得一提的是歐洲直升機公司設計的藍邊槳葉，該設計集中了槳葉弦長的展向分佈最佳化、雙後掠設計、減小翼型厚度、槳尖最佳化等內容，可大大改善旋翼的氣動佈局，實現源頭降低7dB，促進新一代直升機機外和艙內噪聲環境的明顯改善。

圖18 歐洲藍邊槳葉

傳動系統則是另一項研究較多的噪聲源控制物件。這是因為隨著人們對直升機艙內噪聲的深入認識，越來越多的舒適度矛盾點指向由主減速器引發的500Hz-4000Hz中高頻噪聲。因此，從上世紀90年代開始，多家直升機研究中心、企業及加工廠各出奇招，嘗試從齒輪構型、材料、加工工藝、潤滑和傳動方式等多維度改進直升機的傳動系統，並最終實現了目標機型主減速器的整體減重、降噪和壽命提升，大大支撐了第三代、第四代乃至新一代直升機傳動系統的進步。

圖19 美國ART專案發展的新型分扭傳動系統

相比之下，直升機發動機噪聲源的控制工作開展較少，但借鑑眾多飛機發動機降噪研究成果，可以透過採取結構最佳化、聲襯降噪、燃燒控制、噴管表面設計等方式改善發動機源頭處的噪聲水平。

圖20渦軸發動機進氣口和噴口降噪設計

09.支撐結構可以降噪嗎

儘管已經存在上述噪聲源研究成果，但縱觀直升機艙內噪聲的公開文獻，針對傳動系統和發動機的降噪研究並不多見，設計的複雜程度令人望而生畏，但對舒適度的需求又促使設計人員繼續尋找其他簡單、有效的降噪方式，由此基於噪聲源支撐結構的降噪方法誕生了。

為什麼支撐結構可以降噪呢？大量噪聲傳遞路徑試驗發現，直升機主減速器、發動機等機械噪聲源一般具有較為簡單的剛性支撐結構，如圖21所示，若不做減振處理，齒輪齧合等中高頻結構振動會無衰減地透過這些結構向機身傳遞，從而引發明顯的艙內結構聲。因此，透過支撐結構的動力學最佳化、隔振、吸振和阻振等減振設計可以改善艙內噪聲環境。圖21展示了歐洲某直升機上採用的層壓彈性軸承，已取得了明顯的降噪效果。

圖21 典型直升機主減速器支撐結構

近年來，隨著聲子晶體和聲學超材料等新概念的出現，基於帶隙機理的支撐結構減振設計也逐漸成為國內外的研究熱點，雖缺乏系統研究，成熟度也較低，但明顯的寬頻降噪效果讓研究人員趨之若鶩。

10.傳統艙內降噪措施還有救嗎

除了噪聲源及其支撐結構，設計人員也從未放棄對傳統艙內降噪措施的最佳化，努力解決被人詬病的重量問題，並已經取得了不斐的成績。

進展1：隔音新材料/新結構

隔音措施是直升機上最常見的一種典型降噪手段，透過在壁板內側附加隔音棉和降噪面板可大大增加壁板隔聲量，而開發出更低面密度、更高隔聲效能的隔音材料或結構一直是研發人員的努力方向。

圖22 隔音措施安裝示意

例如，歐洲ONERA、DLR、NLR等研究機構，花費了大量時間對直升機的降噪面板進行研究，總結積累出了流程化的設計方法，可在不增重的前提下提升了其降噪效果。圖23給出了ONERA最佳化的降噪面板構型，與普通的內飾板厚度和麵密度相近，但在200Hz-6300Hz範圍內隔聲效果大大提升。

圖23 普通內飾板（左側）和降噪最佳化內飾板（右側）結構示意

然而，降噪面板的發展之路並不容易，不論是新材料還是新結構，能夠在直升機上使用的關鍵除了重量和降噪要求，還要滿足高溫或潮溼環境、變形和斷裂行為、表面光潔度、防火性、抗衝擊性以及強度剛度等工程要求，開發難度大。

進展2：阻振新設計

另一種重量明顯的傳統手段是阻振設計，即透過在直升機蒙皮、框梁腹板等薄壁結構上貼上約束阻尼層，利用其剪下變形和粘滯特性損耗能量，抑制壁板振動致聲。一般情況下，約束阻尼層越厚降噪效果越好，也意味著重量越大。

為了降低重量，研發人員嘗試從兩方面進行了最佳化，一是設計更輕、阻尼效能更優的材料，二是最佳化設計阻尼貼上位置，減少鋪設面積。EC155實踐結果證明，這兩項研究取得的減重、降噪效果明顯。

圖24 約束阻尼層剪下變形示意圖

進展3：吸聲新材料

第三種傳統措施是吸聲設計，可以透過在直升機內表面加裝毛毯、玻璃棉等多孔材料，提高聲腔表面的吸聲係數，減少艙內混響時間，提高乘坐品質。為了減重，設計人員正考慮直接對直升機上常見的蜂窩夾層結構進行吸聲設計，一塊材料身兼數職，既是結構件又具有降噪功能，一舉多得。

這一想法的研製得益於目前航空發動機短艙廣泛使用的吸聲蜂窩結構。圖25（a）示意了一種新型降噪蜂窩材料：HexWeb ® Acousti-Cap®，其蜂窩芯材內部包含了一層聲學隔膜，結合穿孔板可形成吸聲效能優越的蜂窩結構。

圖25 吸聲蜂窩結構

11.主動降噪新技術

儘管努力有所成效，但上述措施還存在一個弊端，即一旦設計或安裝完畢，減振降噪效果固定。那是不是也可以不固定，從而滿足多種飛行狀態需求？帶著這一需求，主動噪聲控制（ANC）技術應聲出現，並在過去的三十年裡得到了快速發展。

ANC技術的首選途徑是直接控制直升機整個聲腔的噪聲水平。該技術最早可追溯到1936年，由德國工程師Lueg提出，透過控制器和資料採集系統對聲場進行跟蹤，實時產生與原始聲源幅值相等、相位相反的次級聲源，進而抑制和消除噪聲。

圖26 ANC技術原理示意圖

目前ANC技術已在EH101多用途直升機上通過了飛行驗證，透過安裝在艙內的32個傳聲器和16個揚聲器，結合Fx-LMS演算法，使旋翼和尾槳諧波噪聲（35Hz、52。5Hz、63。38Hz、126。76Hz）降低了5dB-12dB。然而，對於直升機整個聲腔，受限於作動器數量，200Hz以上的中高頻降噪很難實現。

ANC技術的妥協措施是縮小降噪範圍，僅控制機上人員耳位處的區域性空間，形成主動降噪耳機/頭盔。相信生活中已有不少人體驗過主動降噪耳機，目前專為直升機設計的主動頭盔降噪頻寬已拓展至400Hz，中高頻降噪還是主要依靠耳機/頭盔內的吸隔聲材料。隨著晶片、揚聲器等的發展，小編認為制約ANC技術用於中高頻主減降噪的測量誤差和延遲等難點將不斷攻克，為未來的駕乘人員提供更好的通訊和交流體驗。

圖27 主動降噪頭盔原理示意圖

ANC技術除了作用於聲，還發展出的一種延伸方法：主動結構聲振控制（ASAC）技術，即採用次級力源控制結構振動進而控制噪聲。圖28示意了一種直升機ASAC系統設計方案，可利用安裝在直升機頂板上的多個壓電作動器以及艙內佈置的傳聲器，透過前饋控制實現艙內主減諧波噪聲降低。儘管該技術還存在穩定性、魯棒性等技術難關，但為未來噪聲智慧控制提供了方向和思路。

圖28 MD900直升機ASAC控制方案

當然，ASAC技術還進一步在支撐結構上發揮作用。如圖29所示，可利用安裝在主減速器支撐杆上的多個作動器，引入次級力抑制齒輪振動向機身傳遞，進而控制艙內噪聲水平。目前S-76、BK117等的飛行結果已證實該方法的降噪有效性，而這也鼓舞國內外研發人員繼續從控制演算法、動作器、控制策略等角度進行改進，促進直升機智慧降噪技術向前發展。

圖29 BK117智慧撐杆及其安裝

12.結語

為了更加安靜、舒適的直升機乘坐體驗，研發人員還在不斷嘗試著新技術，努力探索更低噪聲的磁力傳動和電控飛行，尋找更優的總體構型讓噪聲源遠離客艙，開發更低密度、更優降噪的新材料，研製更高精度的加工、製造工藝……。

相信在各行各業的共同努力下，直升機摘掉噪聲“大”的帽子指日可待，有句話說的好，道阻且長，行則降至，未來可期。

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