军用直升机振动与噪声控制技术

刘孝辉，徐新喜，白 松，杨 猛，王 伟

(军事医学科学院卫生装备研究所，天津 300161)

0 引言

直升机具有垂直起落、空中悬停、机动灵活、无需专用地面跑道［1］等特点，在近地武装攻击、侦查巡逻、物资输送、伤病员紧急救治输送等军事领域得到了广泛应用。军用直升机振动噪声水平，是影响直升机安全性、舒适性、使用寿命和机载设备工作可靠性的重要因素。美国陆军航空兵司令部早在1993年的“未来直升机发展计划”中就明确提出了将直升机振动和噪声水平降低50%的要求，欧洲直升机公司也在其“未来十年发展计划”中提出了降低直升机振动与噪声水平，使直升机外部噪声达到低于IACO标准10epndB，舱内噪声达到80dB以下的要求［2］。我国目前装备的军用直升机定常飞行状态座舱振动加速度幅度一般在0.10g－0.25g之间，比民用喷气飞机恶劣，舱内噪声总声压级高达110～120dB［3］。军用直升机振动与噪声联合作用环境，不仅会降低直升机结构部件疲劳强度，影响机载设备正常工作，还会干扰飞行员正常工作，降低空勤人员工效性和舒适性，严重时还会导致生理疾病。研究资料显示，直升机40%的事故都与振动有关。直升机振动与噪声环境会引起人体脑中枢机能下降，容易产生眩晕、疲劳等身体不适，长期暴露在振动噪声环境中的空勤人员普遍存在脊柱、腰部、胃肠道疾病［4］;与其它机种飞行员相比，直升机飞行员听力异常发生率更高［5－8］。因此，关于军用直升机振动与噪声控制技术的研究就显得尤为重要。

1 军用直升机振动控制技术

1.1 传统振动控制技术

军用直升机激振力主要来自旋翼、传动系统、发动机振动，系统振动传递路线如图1所示［9］。传统的军用直升机振动控制技术主要通过采用无源的惯性、弹性、阻尼元件转移、吸收、隔离系统振动能量，又称振动被动控制技术或无源控制技术。振动被动控制技术主要从降低或吸收直升机振源能量、控制振动传递路径、控制受控对象响应三个方面进行减振。

图1 军用直升机振动传播路线图

1.1.1 振源振动控制

任何降低和吸收振源振动能量的方法都有利于控制直升机整机振动水平。采用高强度、大模量、低密度的复合材料，利用动力学优化设计方法和复合材料裁剪技术，优化桨叶外形，能够在减少直升机振源能量的同时，降低直升机气动噪声水平［10］;采用吸振元件对旋翼进行吸振处理，吸收旋翼振动能量，如美国的OH－6A直升机在旋翼单片桨叶上安装两只离心摆式吸振器对旋翼进行直接吸振，100Km飞行试验表明，座舱振动水平从 1.8m/s2下降到0.5m/s2，下降了72%，我国的直 －6上也在旋翼桨榖上应用双线摆式吸振器，使座舱位置纵、侧向振动降低了60%，主减速器架的交变应力降低了45%［11］。

1.1.2 振动传递路径控制

振动传递路径控制主要通过结构优化、柔性连接、阻尼减振等手段在振动载荷传递路径上减小振动的传递。理论分析表明，采用结构优化设计理论，使直升机机身与旋翼/主减速器系统弹性梁的连接点位于弹性梁在旋翼激励主要成分作用下的受迫阵型节点附近，可显著减小旋翼振动载荷向直升机机身的传递;在机体与旋翼/主减速器系统之间采用弹性阻尼元件连接，阻隔发动机或旋翼系统向机身所传递的激振力和激振力矩，能够有效地降低直升机的振动水平，如我国直－8、直－9就采用聚焦式隔振系统(旋翼/主减速器系统采用聚焦弹性方法与机体固定，如图2所示)，在巡航状态下，驾驶员座椅安装地板处的垂直振动水平降至0.15g左右［11］。

图2 聚焦式隔振原理图

1.1.3 受控对象响应控制

军用直升机各功能子系统及相应设备对振动的要求和耐受程度不同，有的系统对振动较为敏感。如俄罗斯的新型武装直升机Ka－50，在研制过程中就出现因武器瞄准具振动响应过大导致其无法锁定目标的情况［12］。受控对象响应控制就是将振动敏感对象作为受控目标，有针对性地进行振动响应控制。常用的方法有:设计专门的减振平台，如某武装直升机针对光电成像系统设计专门的稳定减振机构，提高光电设备成像质量［13］;采用动力反共振隔振器对驾驶员、座舱、燃油箱进行隔振，如美国的UH－2A直升机;采用减振器，如俄罗斯的米系列直升机采用АД－*А空气阻尼减振器、АПН全金属减振器对机载电台、整流器、调压器、参数记录仪等机载设备进行减振［14］，Mario Ceriani等人采用橡胶块内嵌阻尼技术对救护直升机机载担架台进行隔振，以提高伤病员的乘卧舒适性，并申请了美国专利［15］。图3为某直升机机载雷达采用的钢丝绳减振方案［16］。

图3 机载雷达设备隔振器安装布置图

传统的振动控制技术无需外界能量输入，装置结构简单，可靠性高，控制成本低，技术较为成熟，在降低军用直升机振动水平领域应用广泛，但受自身固有特性制约，传统的振动控制系统结构参数难以随外界激励变化而自动进行相应调整，不能实时监测振动环境并做出反应，即使采用优化设计方法也只能将其性能改善到一定程度，隔振频谱范围有限，对低频振动控制能力有限［17］。

1.2 振动主动控制技术

军用直升机振动主动控制技术，是指在直升机飞行过程中，根据振动传感器检测到的振动信号，采取适宜的控制策略，改变受控对象参数或驱动作动器向受控部位提供控制力，从而达到振动控制目标的技术。由于直升机旋翼系统对机身施加的周期性激励是引发直升机振动的主要原因，因此，军用直升机振动主动控制技术主要针对直升机旋翼系统引起的一阶通过频率下的周期振动进行控制。

1.2.1 高阶谐波控制 (Higher harmonic control，HHC)

高阶谐波控制主要采用闭环主动控制系统，根据直升机飞行过程中实时监测的振动反馈信号，采取一定的控制规律控制自动倾斜器或单片桨叶调整桨距角变化来达到降低桨叶振动的目的［18］。自动倾斜器控制方法在美国OH－6A及法国SA349两种机型上进行过试验验证［19］。美国OH－6A飞行试验表明在低速范围内减振效果明显，纵向可使振动减少70～90%，整机振动水平可减至0.05g以下;法国SA349飞行试验显示，250km/h速度下，直升机座舱振动水平降低了80%;单片桨叶控制方法在德军的CH－53G直升机上进行过试验，试验结果表明该方法可使货舱振动水平降低63%，特定位置上降低 90%以上［20］。

1.2.2 结构响应主动控制(Active control of structural response，ACSR)

结构响应主动控制主要通过在旋翼振动载荷传递路径上布置作动器，根据直升机飞行过程中实时监测的振动反馈信号，按照一定的控制规律驱动作动器向直升机受控部位输出控制力，以达到“用振动抑制振动”的目的。与高阶谐波控制方法相比，结构响应主动控制的执行元件布置在旋翼载荷的传递路线上，当系统出现故障时不会影响旋翼系统的工作状态，适航性能更好。目前，ACSR在EH101、UH－60、S－76、S－92等机型上都进行过飞行试验，在EH101直升机上的飞行试验结果显示，直升机驾驶舱和客舱的平均振动水平可降低70%～85%，在S－76直升机上的试验结果达到了美国陆军制定的ADS－27要求［21］，目前ACSR系统已成功应用于定型后的EH101直升机。

1.2.3 主动后缘襟翼控制(Actively controlled trailing edge flap，ACF)

主动后缘襟翼控制主要通过在旋翼桨叶后缘处安装由智能材料(压电陶瓷晶体、磁致伸缩材料等)作动器控制的襟翼，根据直升机飞行过程中实时监测的振动反馈信号，按照一定的控制规律改变桨叶后缘襟翼迎角，使伺服襟翼产生一个附加扭矩，平衡桨叶振动［22］。德国BK－117直升机飞行试验结果显示，采用主动后缘襟翼控制后，巡航状态下旋翼振动降低了90%。与其它主动控制技术相比，ACF控制伺服襟翼面积很小，完全不需操作系统中的液压助力系统，消耗功率较低，不存在适航性问题，具有很大的发展空间和应用前景，目前已成为直升机减振、降噪的热点。

2 军用直升机噪声控制技术

2.1 直升机噪声源

军用直升机噪声源主要来自旋翼、尾桨、发动机、传动系统等。按环境影响范围可分为舱内噪声和舱外噪声，舱内噪声主要对空勤人员及乘员的生理和心理产生影响，舱外噪声主要对直升机的隐身性能、周边环境等产生影响。

旋翼、尾桨噪声分为旋转噪声、脉冲噪声和宽带噪声。旋转噪声声能主要分布在旋翼、尾桨桨叶的通过频率上，具有纯音性质(谐波噪声)，在噪声低频段处支配地位;脉冲噪声主要来源于桨－涡干扰噪声(BVI)和高速脉冲噪声(HSI)，与旋翼噪声不同，尾桨噪声一般不会出现HSI噪声，当直升机出现脉冲噪声时，会大幅提高直升机噪声水平;宽带噪声由桨叶上的气流随机脉动引起，具有随机、宽频带等特性，声能主要分布在100Hz－1000Hz范围，与其它噪声相比，宽带噪声能量较低，幅值较小。因此旋转噪声和脉冲噪声是旋翼、尾桨噪声的主要来源。

我国目前所使用的军用直升机一般采用涡轴发动机，如米 －171的 TB3－117BM发动机，直 －8A的WZ－6A发动机，直－9A的WZ－8A发动机等。涡轴发动机噪声主要包含两部分:进气压缩机噪声与排气噪声。进气噪声具有系列纯音性质、排气噪声具有随机性质。图4为典型涡轮轴直升机噪声频谱图［23］。

减速器噪声主要是由齿轮啮合误差而产生的高频啮合激振力引起机匣、支架等结构振动向大气辐射的结构噪声，该噪声也具有纯音性质。

图4 典型涡轴直升机噪声频谱图

2.2 降噪技术

2.2.1 减振降噪

从理论上讲任何减少军用直升机噪声源振动的方法，都有利于直升机噪声水平的降低。采用前面所述振动控制方法对直升机进行减振处理，都能够在不同程度上降低直升机的整体噪声水平。如德国BK－117直升机在采用ACF振动控制后，在飞行试验中，不仅降低了旋翼振动水平，还能够有效降低旋翼脉冲噪声，可使直升机噪声水平下降6dB，该系统有望安装在EC－145直升机上［24］;在美国UH－60上应用单片桨叶控制系统后，全尺寸风洞试验表明，该机BVI噪声水平可降低12dB左右［25］。

2.2.2 桨叶优化设计

理论和试验表明，通过使用复合材料、采用先进翼形、优化桨叶形状、减少桨尖叶片厚度、改变桨叶扭转角，改进旋翼气动性能，可直接显著地降低直升机旋翼噪声水平［26－27］。如美国RAH－66就采用后掠式旋翼桨尖降低旋翼噪声，复合材料涵道式尾桨消除旋翼与尾桨气流间的相互作用，可使直升机噪声水平下降2－3dB。此外，由于采用了复合材料，桨叶叶型和弯曲度在整个翼展范围内都有变化，这种设计可使直升机在低速飞行时降低旋翼转速，进而达到降低旋翼噪声的目的［28］。

2.2.3 减速器降噪

减速器齿轮啮合频率及其各阶谐波产生的噪声是直升机噪声的重要组成，目前主要通过提高齿轮啮合刚度、齿轮幅板附加阻尼层、对减速器壳体采用弹性悬置、优化传动齿轮等措施达到减振降噪的目的。Lewicki等人就对改进后的螺旋伞齿轮进行了试验评估，试验利用直升机传动试验台在OH－58D直升机传动系统上进行，试验结果显示，在输出75%扭矩下，减速器齿轮在啮合频率1905Hz和其谐波频率3810 Hz下的声功率和降低了6 dB，在100%扭矩下，声功率和降低了10dB［29］。

2.2.4 发动机及传动系统降噪

采用结构优化设计方法优化发动机及传动系统结构，改善发动机进出风口结构降低发动机进出气噪声水平，提高加工和装配质量，改善传动齿轮和壳体振动特性，采取隔振、阻尼减振(如采用丁基橡胶悬置)等措施都可以有效地降低直升机发动机及传动系统的噪声水平。如在RAH－66直升机尾梁两侧设置向下狭长的带状排气口，就可以达到降低发动机排气噪声水平的目的。此外，如英国的WAH－64就是通过在美国AH－64D的基础上换装两台性能更加卓越的低噪声大推力Rolls RTM－322发动机，达到提高整机动力降低噪声的目的［30］。

2.2.5 机舱内部声学环境改造

军用直升机内部声学环境改造主要是在兼顾直升机安全性、可维修性、人机工效性等各项性能的基础上，通过综合使用吸声降噪、隔声降噪、阻尼降噪、有源消音降噪等技术，实现降低直升机舱内噪音水平、提高直升机舒适性的目的。

1)吸声降噪

吸声降噪是指通过在噪声源周围布置多孔吸声材料，利用吸声材料的吸声性能减小噪声反射来达到降低噪音的技术。

2)隔声降噪

隔声降噪主要是在直升机噪音传播路径上设置屏蔽，使入射声能被反射和吸收，减少透射声能。

3)阻尼降噪

阻尼降噪主要针对金属薄壁结构，通过在薄壁结构上粘贴阻尼材料，利用阻尼材料的阻尼特性将结构振动能量转化为热能耗散，降低结构振动产生的声辐射能量。

4)有源消音降噪

有源消音降噪采用“声波抵消声波”原理，通过在机舱内布置控制声源，在直升机原声场上叠加等幅反向主动声场，达到降低舱室噪声的目的。系统较为复杂，工程实现相对困难，经济性差，目前主要还在工程试验阶段，应用有限。

图5(a)为某重型直升机座舱声学环境改造示意图，图5(b)为改造前后直升机飞行试验声学处理结果。试验数据显示，在未进行声学改造前，座舱噪声水平108～122dB，平均值115 dB，改造后为83～90 dB，平均值87 dB，平均降低了28 dB，效果显著［23］。

图5 声学处理示意图及试验结果

3 展望

军用直升机振源、声源环境复杂，影响因素较多，直升机振动与噪声水平一直是评价直升机性能的重要组成部分。随着新型功能材料的应用、减振降噪理论的深入、仿真试验手段以及控制技术的不断发展，军用直升机减振降噪技术将具有美好的发展前景。

1)新型功能材料的应用

随着智能材料技术的发展，人们提出了智能结构的新思路，用重量轻、体积小、输出响应快的智能材料做作动器或传感器，附加或埋入桨叶，通过一定的控制规律控制桨叶的智能旋翼技术，是实现直升机减振降噪目的的治本技术，具有广阔的发展空间。

2)结构控制数值仿真与试验手段的发展

随着减振降噪理论与计算机技术的发展，结合直升机动力学理论对直升机进行振动与噪声分析，采用数值仿真方法，如有限元法、边界元法、统计能量法等建立直升机振动和噪声模型，在直升机制造前，利用 Anasy、Nastran、Adams、Sysnoise、Autosea 等开展振动与噪声优化设计，预测直升机振动噪声水平，将是一种必然趋势。

3)主动减振降噪技术研究

传统的被动减振降噪技术工程实现相对较为容易，但减振降噪能力有限，难以实现对低频振动噪声的有效控制。主动减振降噪技术从理论上讲可对任意结构进行控制，具有极强的适应性和调节性，对低频振动噪声也有良好的控制效果，但控制系统复杂，成本较高。因此，开展军用直升机主动减振降噪研究，研发质量轻、价格便宜、能耗少、反应灵敏、可靠性高的主动减振降噪系统将是未来军用直升机减振降噪的一个热点。

4)平台二次综合改造

我国军用直升机工业体系起步较晚，现有军用直升机机型根据军事任务不同往往需要在已定型平台上进行二次改造以完善其功能。在改造工程中应坚持系统工程设计方法，从全局考虑直升机的振动与噪声水平，在满足直升机功能和经济性的前提下尽量使用静音设备，减少机舱内振动噪声源;开发和使用高性能隔振器(无谐振峰隔振器、金属橡胶隔振器等)，高阻尼橡胶(硅橡胶、丁基橡胶等)，高吸声系数和较低导热系数的吸声材料(玻璃纤维棉、聚氨酯声学泡沫等)，质量轻且具有良好隔声效果的复合材料(复合材料蜂窝夹层板、阻尼复合钢板等)对直升机进行综合隔振、阻振、吸声、隔声处理，将能够取得良好的减振降噪效果。

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