飞机舱内噪声的研究现状

左孔成， 陈鹏， 王政， 田昊， 唐道锋

中国空气动力研究与发展中心 气动噪声控制重点实验室， 绵阳　621000



飞机舱内噪声的研究现状

左孔成*， 陈鹏， 王政， 田昊， 唐道锋

中国空气动力研究与发展中心 气动噪声控制重点实验室， 绵阳621000

飞机舱内噪声是影响乘客舒适性的一项重要指标，舱内噪声的最小化是国内外共同追求的目标。在对飞机外部噪声源特性进行介绍的基础上，对噪声源/传递路径识别、舱内降噪措施以及声学试验计算等方面进行了综述。其中，噪声源以及噪声传递路径识别主要从各种识别技术手段方面展开了讨论，包括频率分析法、相关技术、修改噪声传递路径、空气传声以及结构传声的识别。而舱内降噪方法主要从被动降噪与主动降噪两方面进行全面介绍，指出被动降噪是一种修改与优化噪声传递路径的方法，而主动降噪能自动感应识别并控制噪声源，并分别给出了两者的优点及其局限性。在噪声测试与仿真模拟方面则介绍了国内外地面实验室舱内噪声的研究情况，并指出了国内的不足，对仿真计算理论进行了梳理，列出各自的适用范围。最后，指出了目前舱内噪声研究依然存在的问题与挑战，并给出了未来的研究方向。

舱内噪声； 噪声源； 传递路径； 降噪； 飞机

在早期民航飞机的初始设计阶段，尽管舱内噪声比较严重，但并不影响飞机的安全使用性能，故当时并未引起飞机设计者与制造商们的足够重视。但众多研究结果表明，严重的舱内噪声会影响乘客与飞行员的舒适性，可能使他们产生疲劳、心跳加快、血压升高，并且飞机内部的设备仪器也会因舱内噪声与振动产生失稳和灵敏度减弱等现象[1-5]。为此，民航客机舱内噪声逐渐成为飞机设计阶段的一项重要指标[6]，且近年来这一趋势逐渐得到加强。

早在20世纪七八十年代就已经有关于民航客机舱内噪声的研究报道，Navaneethan[7]对机身单板与双层板结构以及各自附加阻尼材料后的降噪特性、声传递理论分析与测量等方面进行了研究。1996年，Wilby[8]发表了一篇关于舱内噪声的综述性文章，归纳总结了前期飞机舱内噪声的研究成果(数据主要来源于各类飞机飞行试验)，内容包括舱内噪声的来源、传递特性与降噪措施等多个方面。他们共同的观点是飞机舱内噪声主要来源于飞机外部的航空发动机与湍流边界层噪声，且所讨论的发动机主要是喷气或螺旋桨式发动机，而当代民航客机所常用的发动机主要为高涵道比涡扇发动机(如Airbus A380[9]、Airbus A330[10-11]和中国商飞 C919[12]等)，且当代飞机外形均在气动力方面进行了优化。两者的不同是否会导致舱内噪声的噪声源特性、传递特性产生差异有待考究，而舱内采取的各种降噪措施也会使噪声呈现差异。

对舱内噪声的研究，不管是过去还是现在，均是从噪声源的识别、噪声传递路径以及降噪措施等几个方面开展工作。本文也将在这几个方面对以前的研究成果进行一系列的回顾与评述，不同的是，本文主要从现有研究成果中对这些方面的特性与机理展开讨论，而不是把重点放在对每一部分的研究进程进行介绍。对于舱内噪声来说，除Wilby在早期发表过类似的综述性文章外，多年来还未在国内外见过其他相关报道，因此，本文对当代飞机舱内噪声的研究工作具有现实意义。

1　舱内噪声来源

飞机舱内噪声可由各种声源与振源形成，并通过空气传声或结构传声这两种噪声传递路径进入舱内[8,13]。声源或振源可能来自于机身内部或外部，其分布特性取决于飞机类型[14-15]。外部声源主要来自于航空发动机和湍流边界层噪声，其声源分布如图1所示[14]。图中给出了发动机噪声与边界层噪声的分布特性与传递路径，其中增升装置、声波与尾翼的相互作用、位于飞机底部的起落架噪声(图中未给出)均可归为边界层噪声一类。发动机噪声包括风扇噪声、喷流噪声、燃烧室噪声、发动机振动辐射的噪声等[16]。同时，各种噪声传递路径，包括空气传声与结构传声在图中也进行了标识。

图1　典型飞机舱内噪声外部声源与传递路径示意图[14]Fig.1　Schematic diagram of typical exterior noise sources and transmission paths of aircraft interior noise[14]

1.1发动机噪声

发动机对舱内噪声的贡献因其种类不同而有所差异。航空发动机主要有涡轮螺旋桨、涡轮喷气式以及涡轮风扇发动机3种类型。涡轮螺旋桨发动机[17-18]以螺旋桨旋转时所产生的推力作为飞机前进的动力。自从20世纪60年代开始，由于广泛引进商业化喷气式飞机，对螺旋桨飞机舱内噪声的研究兴趣曾一度减弱，但20世纪70年代又开始进行大量研究，主要目的是改善巡航飞机的环境舒适性[8]。早期研究主要集中于各类飞机的飞行试验，包括单发动机、双发动机、不同飞行马赫数、不同飞行高度等，并总结归纳了螺旋桨噪声的特性。但随着近年来对螺旋桨发动机参数的优化，使得螺旋桨噪声特性发生了改变，这主要体现在频谱范围以及声压级大小，但其基本特性还是保持不变，螺旋桨因旋转而产生动力，故其噪声来源于旋转桨叶，其分布图是一些离散的噪声，典型螺旋桨舱内噪声频谱图如图2所示[14]。图中离散性的声压级峰值是由螺旋桨发动机的螺旋桨旋转形成的，而声压级较低的连续声压级则主要归因于湍流边界层噪声的贡献。随频率增加，离散声压级幅值下降较快，在高频时边界层噪声将逐渐占主导[19]。同时，螺旋桨发动机具有较强的噪声方向指向性，即在螺旋桨旋转平面，具有最大声压级，其余区域下降较快。故而靠近发动机的机舱内部区域噪声强度最大，使得发动机安装位置将对舱内噪声影响很大，一般建议安装在飞机尾部区域以减少对舱内噪声的贡献[18]。螺旋桨发动机因在低速时效率最高，一般应用于飞行马赫数Ma<0.6的场合，在巡逻机、反潜机中得到广泛应用；涡桨发动机主要应用于载客量少、航程短的民航客机，但满足不了载客量大、航程长的当代民航，目前已较少采用。

涡轮喷气式发动机解决了涡轮螺旋桨发动机在高速下效率低下的难题，主要靠燃气流产生推力，能实现飞机超声速飞行。该类发动机最主要的一个噪声源是喷流噪声，通过尾喷管辐射到飞机尾部区域，通过机身进入舱内[13]。喷流与周围空气的相对速度决定了噪声水平，以低频噪声成分为主。对于喷流噪声，在机身上的声场是随机的，其互谱密度函数的表示与湍流边界层类似，但其值存在差异。该差异使得喷流噪声与亚声速的湍流边界层相比，在低频段更易于使机身结构产生振动[20-21]。

图2　典型螺旋桨飞机(未降噪处理)舱内噪声频谱[14]Fig.2　Typical interior noise spectrum for propeller-driven airplane with untreated cabin[14]

要维持发动机一定的推力，可通过提高排气速度减小燃气流量或增加燃气流量减小排气速度两种方式来实现[22]。为了解决涡轮喷气式发动机严重的喷流噪声，并减小油耗，可采用增加燃气流量的方法减少喷管处的排气速度。高涵道比(涡轮发动机外涵道与内涵道空气流量的比值，用M表示)涡扇发动机正是基于这一原理改善了发动机噪声水平成为当代民航客机最常用的发动机[23]。喷流噪声的改善使得风扇噪声在涡扇发动机噪声中的比例逐渐凸显出来，这是一个重要的噪声源，它具有宽带噪声与离散纯声两种特性。基本频率(fmpt=Ω/60 Hz，Ω为风扇旋转速度)以及低阶次谐波的离散噪声在进气道截止频率以下并不产生辐射。宽带噪声与桨叶表面附近的气流有关，主要来自于上游来流中的湍流以及叶片尾流中的涡流，两者引起桨叶表面随机压力波动形成宽带噪声，其产生机理如图3所示[16]。

涡轮噪声与风扇噪声一样，也有纯声与宽带噪声两种成分，它们分别来自于涡轮叶片上周期性的升力扰动以及流过叶片的湍流。但涡轮噪声与风扇噪声不同，它的噪声主要辐射集中在相对进气轴线110°～130°范围内(与排气轴的夹角为50°～70°)。同时，经过剪切层时离散纯声频谱会出现变宽的现象，呈现“干草垛”的形状。因燃烧室后面涡轮进口导向叶片的阻挡，噪声的能量只能由喷管辐射出去，而不能向上游传递[24]。

图3　风扇宽带噪声产生机理[16]Fig.3　Production mechanism of broadband noiseproduced from engine fan[16]

燃烧室噪声随着涡扇发动机涵道比的增大逐渐凸现出来，它是发动机燃烧室中的燃料以及湍流的燃烧引起的，其核心部分燃烧噪声低频成分经过涡轮的温度与压力脉动区域并通过喷口辐射噪声[25]。用Lighthill喷流理论[21]，也就是喷流速度的八次方理论公式已经不能正确预测噪声级。目前用半经验模型预测这类噪声的噪声级，但忽略了许多因素的影响，如大气对噪声的吸收[26]。

涵道比不同的涡扇发动机在不同飞行状态，其各部分噪声源是不同的，如图4所示[26]。对于低涵道比涡扇发动机(Ma≈1)，在飞机起飞阶段，喷流噪声占主导。在着陆状态，高频风扇噪声以及低频喷流噪声所占比例最大；对于中涵道比发动机(Ma≈2.5)，在起飞阶段，以低频喷流噪声与高频风扇噪声为主。而着陆时主要为风扇噪声；对于高涵道比(Ma≈6)发动机，起飞时高频风扇、发动机燃烧室以及着陆时低频风扇、燃烧室噪声均对舱内噪声有贡献。

发动机的振动传递到机身，引起机身产生振动形成振动声辐射，这也是飞机舱内很重要的一个噪声源。随着涵道比的增大，这一现象更加明显[27]。发动机振动常由风扇旋转时产生的非平衡力引起，因此其噪声频谱与螺旋桨发动机噪声频谱类似，呈现离散性的特性，如图5所示[14]。图中的舱内离散噪声频谱图是双涡喷发动机安装在机身尾部获得的。其中，fb、fl、fh分别为风扇旋转频率、低压涡轮以及高压涡轮引起的离散声压级峰值。发动机平衡力和飞机结构的较小变换都可能引起声压级产生较大变化，这一现象在发动机安装于机身尾部以及机翼下面时均较为明显。

图4　涡扇发动机不同涵道比噪声源总声压级[26]Fig.4　Overall sound pressure level (OASPL) of noise source for different bypass ratios of turbofan engine[26]

为了分析舱内噪声，必须充分研究各类噪声源的特性，包括噪声源声压幅值、相位以及它们在机身表面的频率与空间分布，这些指标决定了机身表面的总声载荷以及该载荷使机身结构产生响应的效率，对舱内噪声影响很大。故而除了考虑发动机噪声源成分、频谱特性外，噪声方向指向性对舱内噪声的影响也是需要重点关注的地方。对于喷流噪声，因喷流方向朝向飞机机身尾部，所以噪声总是沿着发动机进气轴一定的方向向机身尾部区域辐射[13]。图6为FL350飞机在不同飞行马赫数下的喷流噪声指向性[28]。图中表明发动机喷流噪声的最强辐射范围大约在沿喷流中心轴30°～60°之间，(见图1中的Exhaust noise)，同时这部分噪声主要是低频成分，易于引起机身尾部区域产生振动形成结构振动声辐射。此外，这些喷流也会与尾翼相互干涉产生振动声辐射(见图1)。

图5　涡轮喷气式飞机舱内噪声频谱(由SAE Paper 820961@1982 SAE International提供)[14]Fig.5　Interior noise spectrum for turbine jet airplane (offered by SAE Paper 820961@1982 SAE International)[14]

图6　FL350飞机在不同飞行马赫数下的喷流噪声指向性[28]Fig.6　Radiation directivity of jet-induced noise with different flight Mach number at FL350 aircraft[28]

这两种结构振动声辐射均处于相同频率段范围内，频谱特性较为相似而不易区分。

涡扇发动机的风扇噪声在飞机头部与尾部区域均有辐射，但前部区域总声压级强度要大些。图7给出了发动机在不同运行状态下风扇噪声的方向指向性[26]。风扇最大噪声辐射在发动机中心轴向前夹角方向20°～40°，总声压级达到135 dB，而在喷气轴方向则出现次级最大声压级，大概在110°～130° 范围内，总压声级大约为125.5 dB。图8给出了一个燃烧室噪声方向指向性曲线图[26]。在图中噪声最大值范围在90°～130° 内，说明在靠近发动机区域的噪声辐射较为严重，同时，燃烧室噪声主要以低频为主，同样易于引起机身振动产生声辐射。

图7　不同涡轮风扇发动机5种运行状态下的噪声方向指向性(Ma=6)[26]Fig.7　Noise directivity patterns predicted for five operational modes of different turbofan engines (Ma=6)[26]

图8　燃烧室噪声的预测方向指向性(Ma≈2.5)[26]Fig.8　A predicted directivity pattern for combustion chamber noise (Ma≈2.5)[26]

1.2湍流边界层噪声

湍流边界层噪声是飞机飞行过程中气流流过机体表面引起的气流压力扰动产生的。对于固定翼飞机来讲，作用于机身外部的湍流边界层压力场是舱内宽频噪声的主要来源[13，29]。早期对于边界层噪声的研究，主要是通过对不同类型飞机低空飞行的噪声测量与半经验预测公式获得噪声数据[8]。同时，在风洞中对飞机缩比模型(包括单个部件，如起落架、机翼等)也进行了大量试验[30-31]。通过这些研究，确定了边界层噪声中主要的几类噪声源(如起落架、增升装置、机翼前缘与后缘和附在机身上的湍流层等)。当代许多飞机在这些数据基础上采取了相应的降噪措施并取得了较好的效果，但目前航空飞机依然存在噪声强度较大的现状，这说明早期的测量设备、经验公式得到的边界层噪声数据与当代飞机存在不匹配现象。目前许多学者已经在新的声学测量技术与计算工具上开展类似的研究，如来自德国的Dobrzynski[32]借助最新声学测量技术(如麦克风声阵列)和声学计算工具(如CAA或CFD)对这方面开展了大量的研究工作，并对2010年前的研究成果进行了综述。相比早期的研究，这些工作可帮助研究者更详细、更深刻地理解相关噪声机理，但未过多涉及三维模型的计算，因此与试验数据不能很好地匹配。

总的来讲，湍流边界层绝大部分黏附在机身表面区域，另一部分临近突出物(如机翼、起落架等)以及驾驶舱区域附近会发生气流分离现象。相比附在机身外表面的湍流边界层，这些气流分离将会增大低频区域的声压级[33]。当湍流边界层中的对流速度与机身壁板的柔性弯曲波速度相匹配时，会使机身结构发生强烈共振，舱内噪声将会急剧增大[34]。对于附在机身表面的湍流边界层，当飞机在空中巡航时，飞机后部相比前部区域的脉动压力谱密度要大(主要表现在低频段区域)(见图9)[13]。这主要是因为飞机尾部的湍流边界层厚度要大于头部，尾部脉动涡尺度要大些，大尺度涡对应低频压力脉动，造成能量从高频转移到低频。当然，低频的喷流噪声辐射到机身尾部也是原因之一。

图9　飞行过程中的飞机外表面脉动压力谱密度[13]Fig.9　Spectral density of fluctuating pressure on exterior of an aircraft in flight[13]

1.3机舱内部噪声源

对于机舱内部噪声源，包括环控系统、液压系统、压力安全阀以及电子机械设备等。它们与外部声源共同构成舱内噪声，在其内部是一个混响声场，包括各种频率成分的噪声(图10)[35]。相对外部声源来讲，机舱内部声源声压级相对较小，多年来并未引起研究者与飞机制造商们的足够重视，在这方面开展的工作也不多。它们在机舱内部形成的声场将与外部声源相互作用，故而大多数对于内部声源的考虑，主要目的还是研究外部声源特性及其噪声传递特性(如在地面实验室进行试验时关闭空调系统，研究发动机噪声的传递特性时忽略空调系统噪声的干扰)。相信随着外部声源的降低，机舱内部声源将逐渐得到重视。

Notes: ECS—Environmental control system；TBL—Turbulent boundary layer图10　飞机舱内噪声的来源与传递特性[35]Fig.10　Noise sources and transfer characteristic from cabin of aircraft [35]

需强调的是，飞机发动机噪声、湍流边界层是最主要的两个噪声源，目前已经得到大家的共识，但也存在极大挑战。两个主要噪声源各自均由多个噪声源构成，它们之间互相干涉，外部噪声源特性极其复杂，尽管能通过声源识别方法进行一定程度的噪声成分分析，但要做到真正对噪声源成分的精确定位还有很长的路要走。

2　噪声源/传递路径识别

尽管目前民航客机采取了许多降噪措施，但舱内噪声依然比较严重，很大一部分原因是声源识别较为困难，这是一个系统的复杂工程。声源识别一直以来是学者重点研究的对象，为此也提出了许多行之有效的方法。当外部声源某一频率成分与其他声源能很好地区分，而在舱内噪声频率又具有较窄的频带噪声谱时，则可用频率识别的方法进行声源识别。发动机振动引起的舱内离散性噪声一般可借助这种方法进行识别。但对于不同声源引起的舱内噪声，若是频率相同或比较接近，用频谱分析来识别声源则较为困难。目前国内外通过各种声学算法(如beam-forming集束成形算法[36]和声强法[37]等)，优化麦克风阵列[38-40](如平面声阵列、1/4圆弧阵列、螺旋线阵列、球形麦克风阵列等)识别声源，且均是在频率分析方法基础上进行的优化。

图11为在声学风洞中通过声阵列对某型飞机的声源定位，图中对机翼与起落架噪声源进行声源定位，试验数据由中国空气动力研究与发展中心气动噪声控制重点实验室提供。图中飞机的声源定位是通过二维声阵列的方式来获得，显示的是飞机底部区域噪声图谱。横坐标与纵坐标分别表示为沿机身纵向与横向的测量点位置。喷流噪声与湍流边界层均为宽频成分，它们作用于飞机机身外表面的脉动压力场不易分离，此时可应用互谱或相关技术，部分相关技术已经能成功地区分相近但不相同的频率离散声源。为了考察某一声源在舱内的噪声特性，通常可关闭或隔离其他声源，这种声源修改或消除技术在地面试验室中是一种比较常见的方法[41]，但该方法忽略了声源之间的相互干涉，可能会改变原始声源在舱内的成分特性，需结合其他识别技术才能获得较为精确的数据。

图11　声阵列声源定位(声阵列距离飞机底部为4.7 m，f=2 kHz)Fig.11　Noise source identification resorted to sound array (distances between 2D sound array and aircraft is 4.7 m，f=2 kHz)

外部噪声源进入机舱内部，主要通过空气传声与结构传声两种途径。空气传声主要来源于外部声场以及空气动力压力场两部分，是通过机身、地板等结构进入舱内的一种噪声传递方式。它由共振与非共振两种方式组成，后者主要满足质量定律，这与建筑声学里的质量定律相似，对于一个声源来说非常重要。共振方式在空气传递途径中占主导，与湍流边界层激励以及声激励有关(在边界层中对流速度与结构中柔性弯曲波速度相匹配的条件下最明显)。湍流边界层激励与声激励作用于机身结构，两者的响应不同[13-20]。声激励与长距离关系密切，能激励起包括机身框架与桁架在内的大片区域机身结构振动；边界层激励却与长距离无关，尤其是在圆周方向，机身的振动响应表明相邻机身板之间关系不密切，使得声激励与边界层激励的噪声传递特性也不相同[20]。

早在20世纪40年代，Bruderlin就已经注意到发动机振动通过支座传递振动到飞机机身形成舱内声辐射，但是对于传递路径以及随后如何以声的形式辐射进舱内并没有深入理解与研究[42]。随着结构传声引起的舱内噪声愈加明显才促使学者们对其深入研究。结构传声在舱内一般表现为离散性噪声，但并不意味着结构传声不存在宽频连续性噪声，只不过可能宽频空气传声掩盖了其存在的事实。结构传声与振动能有关，该振动能在外部声源或振源激励下通过结构进行传递，并以声音的方式辐射进舱内。这种结构传递方式，在结构振动模态与舱内声模态耦合的情况下比较明显，引起从机身外表面到舱内的能量转移[43]。

图12　扰动扬声器与控制激励器[44]Fig.12　Disturbance speaker and control actuators[44]

舱内噪声的降低与噪声传递路径的识别息息相关。在地面试验中，首先需要模拟现实中飞机飞行过程中的声源或振动，因此常可借助扬声器(包括扬声器阵列)、激振台来模拟声源或振源(见图12)[44-45]。声源一般放置在所关心的机身机构区域，而激振台则可布置于发动机安装位置或其他振动响应比较明显的区域。与声源识别一样，在传递路径的识别中同样可采用路径修改的方法来对其进行研究。例如研究发动机结构传声对舱内噪声的影响，可把发动机支座换成具有两种不同减振阻尼属性的材质，如金属支座与橡胶支座。在噪声传递路径[13]研究中也常采用传递函数的方法，这需要获得飞行时声源的特性(也可通过风洞试验或仿真计算得到)、声源与舱内噪声级的传递函数，然后用这两个量的乘积可估计舱内噪声特性。这种方法最大的难点在于如何得到合理的传递函数，同时，若存在多个声源相互干扰的情况，则此方法获得的数据精确度需结合其他方法予以评判。

当飞机处于不同飞行状态时，各种声源对舱内噪声的贡献及其噪声传递路径是不相同的。当飞机处于起飞爬升状态，此时发动机功率最大，它的各种噪声源对舱内噪声贡献最大。同时，飞机起落架伸出导致飞机底部的隔声性能下降，噪声传递路径很大一部分通过飞机底部进入舱内。当飞机着陆时，发动机处于低功率状态，边界层噪声将成为舱内的主要声源，沿着空气传声与结构传声两种传递路径通过机身以及飞机底部进入舱内。当飞机处于正常巡航状态时，飞机的缝翼、襟翼和起落架均被收回(构型为“干净型”)，边界层噪声中因增升装置、起落架等气流分离产生的声源降到最低，主要是附在机身表面上的湍流边界层噪声(尤其当飞机处于颠簸状态时更显著)，此时它与发动机噪声共同构成舱内噪声源。尽管此时舱内声压级强度相比起飞着陆两种状态小些，但声源与传递路径更加复杂化。

3　舱内降噪措施

舱内降噪是一个复杂工程，需从噪声源、噪声传递路径以及噪声接收者三方面同时采取措施才能取得良好效果，但前提是必须深刻理解声源特性、传递路径。降噪通常分为被动降噪与主动降噪，被动降噪主要是通过修改传递路径增大传递损失，主动降噪则是通过设置次级声源或振源来消除噪声源的干扰，该方法不用修改机身结构，不增加机身重量，相比大幅度修改机身结构其成本较低，是一种行之有效的方法[46]。

3.1被动降噪

3.1.1改善噪声源

舱内噪声主要是外部噪声源通过传递路径进入舱内形成的，故而降低噪声源声压级是最根本的方法。目前已经有许多研究学者在这方面开展了大量的工作，如增大涡扇发动机的涵道比；为了改善发动机结构传声，发动机支座采用阻尼性能优良的减振缓冲器来衰减振动传递[47-48]；采取优化发动机短舱的技术，如无缝声衬、唇口声处理技术、负斜进气口设计与锯齿形喷管等；为了降低湍流边界层噪声，设计起落架整流罩，缝翼下表面安装声衬、等离子激励器主动控制方法等[32，49-51]。

3.1.2优化噪声传递路径

该方法在理论上，对空气传声与结构传声均能取得较好的降噪效果。但是，外部噪声源通常分布在机身较大区域，而被动降噪主要集中于局部区域，于是空气传声的降噪效果相对欠佳。对于分布在局部且易于定义的结构传声的振源降噪却相对良好。常见的机身结构由机身蒙皮、多孔材料、机身框架与桁架、内饰板等组成，如图13所示。为了兼顾传递损失与重量，吸声多孔材料常采用密度大约为7 kg/m3的玻璃纤维毡，该纤维毡用防渗布包裹防止水分进入而影响其吸声性能。机身蒙皮与内饰板均安装在机身框架上，为了有效阻止结构传声，常在内饰板与机身框架中间设置动态吸振器(图14)[17]或阻尼垫[52-53]。前者只在较窄频带范围减振效果明显，后者的减振效果与阻尼应用结构形式有关。目前最常用的形式就是采用约束型阻尼结构(也就是结构表面附着一层黏弹性阻尼材料，再在阻尼材料上覆盖一层刚度较大的约束层)，对于这种阻尼结构最重要的一个指标就是阻尼材料的剪切参数(阻尼层产生剪切变形的能力)，它有一个最优值，若是偏离这个最优值，可能结构损耗因子(阻尼结构的减振性能指标值越大，减振性能越好)只有阻尼材料损耗因子(材料本身的阻尼减振特性)最大值的百分之几十，甚至只能达到百分之几[54]。在机身蒙皮壁板一般通过这种方式能获得较好的减振效果(图15)[55]，但主要限制在机身蒙皮的基本频率之上。在机身框架(图16)与桁架(图17)上采取阻尼材料构成阻尼结构，可把减振性能延伸到低频范围[56]。同时在地板、门以及内饰板表面上采用阻尼结构也能获得良好减振降噪效果。

图13　典型机身结构横截面(由SAE Paper 820961@1982 SAE International提供)Fig.13　Cross-section of typical fuselage structure (offered by SAE Paper 820961@1982 SAE International)

图14　飞机内部内饰板的隔振措施[17]Fig.14　Vibration isolation mount for sidewall trim panel in aircraft[17]

图15　约束阻尼器应用于机身蒙皮的示意图[55]Fig.15　Sketch map of stand-off dampers used in fuselage skin[55]

图16　机身桁架阻尼器[56]Fig.16　Fuselage stringer damper[56]

图17　机身框架阻尼器[56]Fig.17　Fuselage frame damper[56]

3.2主动降噪

因飞机重量的限制，被动降噪方法的降噪效果有限，尤其表现在低频噪声[46,57-58]的降低效果欠佳。一种较常见的被动降噪方法是在机身上布置被动协调振动阻尼器(约束阻尼材料的一种，见图15)来增大机身的动态刚度，在机身共振频率能获得较好的减振效果[59]。但这种方法只在一定频率范围内有效，减振特性不能随噪声源特性的变化而改变，主动降噪因具有这种特性而受到关注。

在20世纪30年代，Lueg提出了其主要思想[60]，即空气中的声速远小于电脉冲的速度，这意味着当声波从它被检测到的一点传输到它被控制的某点时，就有足够的时间在电子电路中处理这个声信号和驱动控制单元。在早期，主要采用模拟电路来实现，它只适用于恒定的稳定场，但对于声场这种非稳定场却不适合。在随后几十年里，主动控制方法研究停滞不前，这不是理论的缺乏，而是技术层面得不到支持，因为要获得控制系统所需的精度，控制器必须精确适应周围声场的变化。直到20世纪80年代，自适应滤波理论的提出与数字信号处理器件的应用，才使主动噪声控制得到快速发展[61]。随后，英国南安普顿大学、阿德莱德大学等开展了大量工作。国内直到20世纪90年代，南京航空航天大学、中科院声学研究所、上海交通大学等才在这方面开展相关研究工作。采用主动控制舱内噪声的方法就是通过在舱内布置麦克风、激振器、误差传声器等仪器设备，产生与噪声场的声模态相位相反、幅值相等的信号来控制舱内声模态，如图 18所示。采用主动噪声控制对具有多且复杂的噪声传递路径的飞机舱内噪声效果较好，主动结构控制方法主要是改善噪声传递损失，属于一种局部主动控制技术，但它不能有效控制从其他传递路径进入舱内的噪声。还有一种是主动结构/声学控制方法，主要是减少最主要耦合结构的模态，从而改善舱内全局声压级。该方法可能会激发非扰动声模态，故而尽管它能降低舱内噪声，但有时结构振动响应反而会增大。

图18　主动控制舱内噪声 Fig.18　Active control of aircraft interior noise

英国南安普顿大学早在1990年就开展了一系列关于螺旋桨飞机舱内噪声的主动控制工作，得到了降噪效果与声场特征、次级声源、误差传感器布置的关系[62]。随后，美国麦道公司对喷气式飞机的舱内主动降噪进行了研究，在巡航时能达到8～10 dB，但在起落和着陆时降噪效果欠佳。Fuller等[63]采用主动结构控制方法研究了结构振动声辐射与声透射，研究结果表明，采用主动结构控制方法能有效改善振动声辐射特性。Griffin等在Boeing 767机身段声学试验平台上采用主动降噪方法研究了低频噪声的衰减，在模态分析的基础上确定了误差传感器、激励器的位置，并采用FXLMS(Filter-X Mean Squares)算法使得舱内具有8～11 dB的降噪效果[64]。

相比国外，国内在主动控制方面的研究主要集中在室内混响声场、汽车内部噪声、水声噪声、气流管道噪声等方面[65]，对于飞机舱内的主动降噪研究却很少。如吴亚锋等对螺旋桨飞机舱内噪声开展一系列研究工作，采用FXLMS等算法实现了舱内多通道有源噪声控制[66];胡海岩等[67]提出了不需要外置声学传感器对结构噪声进行控制的新概念，利用嵌入式压电传感器输出的信号和神经网络，识别结构周围噪声场声压的方法，并以此作为控制系统的反馈信号，从而实现了不用外部传感器对结构噪声的主动控制。

目前主动降噪方法存在以下的困难：① 该方法主要用于降低低频噪声的场合，频带较窄，对于中高频这类宽频带噪声降噪效果不是很明显。这主要是因为低频时少数几个最明显的声模态决定着舱内声场，这些模态易于区分，控制这些声模态就能取得良好降噪效果。而对于高频，声模态密度随着频率的增加而增大，大约与f3成正比(结构模态密度随频率增大，增长速度相对较慢，大约与f成正比)，声模态之间也会发生叠加现象，为此对这些声模态的控制比较困难。② 误差麦克风对舱内噪声的自适应性还存在不足，不能有效地随噪声特性改变而改变，反馈信息存在滞后现象。

4　舱内噪声试验与计算

飞机舱内噪声的预测研究工作，主要借助地面试验与声学计算两方面来开展。

4.1地面试验

欧洲在地面试验中对舱内噪声的研究，主要集中在以下几方面：① 在风洞中研究飞机巡航状态下湍流边界层对舱内噪声的贡献，主要是建立湍流边界层分析计算模型与传声特性，为此，它们还专门在风洞试验段壁面上搭建了一个飞机机身壁板结构声学试验平台；② 为了改善飞机舱内舒适性，也专门在消声室搭建了研究壁板隔声吸声性能的机身结构平台；③ 利用最新技术从全机声场中提取局部声场信息，用数值反推方法得到舱内声功率，这为舱内降噪提供了有力的支持。

此外，空客公司还积极与其他计算仿真公司成立合作伙伴关系，这些仿真公司可根据空客公司的需求建立相应的声学计算模型，然后将这些计算模型输入到空客的工作站，从而来评估飞机舱内噪声的特性。

美国对于舱内噪声的研究一直以来都非常重视，波音公司专门搭建了舱内噪声多功能实验室，如图19所示[44]。该实验室能研究机身壁板结构的隔声性能；拥有Boeing 767 民机机身舱段结构，用以验证舱内噪声仿真计算结果与最新降噪效果；还可从事飞机壁板结构的隔声与吸声性能测试工作。同时，他们还与其他机构展开合作项目，如在飞机表面布置麦克风阵列测试发动机向前传递的风扇噪声与向后传递的喷流噪声特性，以便研究这些噪声源对舱内噪声的影响。在舱内布置传声器测量舱内声压级以及人工装置研究舱内声品质。

图19　Boeing 767舱段结构和舱内声学实验室[44]Fig.19　Boeing 767 barrel section and interior noise test facility (INTF)[44]

国内的地面实验平台相对较少，在这方面的研究工作也不多。只有中国飞机强度研究所专门在一个大的消声室内搭建了客机试验段声学平台[68]，主要围绕机身结构隔声 、吸声、噪声传递路径以及舱内降噪开展了大量工作，并取得了丰硕的成果。但与国外相比，存在实验研究成果转化为真实客机应用的脱节问题。这主要是因为以前的研究主要集中在国外的客机模型，而国内最近几年大型客机的研发将会使这一现象得以改善。

4.2分析方法

目前的分析方法主要分为声模态分析(Model Analysis)、统计能量分析(Statistical Energy Analysis, SEA)以及数值分析方法3种类型。具体采用哪种方法分析计算，需根据所关心的频率与分析方法的假设条件而定。

机身结构响应以及舱内噪声均与各自的模态有关，模态分析方法正是基于这一理论产生的。采用这种方法进行声学计算需对声学计算模型进行简化[69]。在低频范围，机身壁板与机身框架桁架均会产生幅值大体相等的振动响应，模态波长尺度大于加强筋间的距离，这导致低频模型呈现各向异性的特点，模型属性应该取加强筋与机身蒙皮的平均值；在高频，加强筋的响应比机身蒙皮要小的多，模态波长也变短，在建立高频振动模型时要假设加强筋没有位移，噪声传递特性主要通过机身蒙皮进入舱内。在中频范围，需要对加强筋与蒙皮两者都进行模拟，结果可通过低频、高频模型数据的差值方法得到，内容通常包含在数值分析方面里面。数值分析方法主要分为有限元方法(Finite Element Method, FEM)与边界元方法(Boundary Element Method, BEM)两种，均在20世纪六七十年代的同一时期在声学领域方面得到发展。FEM常用于模拟机身结构(包括多层机身壁结构)与机舱腔体，BEM则主要是结合FEM方法来展开声辐射进入舱内的研究。数值方法常用于低频声学计算，模型要求不要太大或涉及过多的细节，主要用于分析结构与空气噪声传递特性。而统计能量分析方法常用在所研究频率范围内模态数量较多的场合，它已成功应用于喷流噪声、湍流边界层噪声、发动机振动的传递。为了抵消模态数量较少的不利影响，SEA的子系统模型尺度不应太小。

上述的声学分析方法很少单独用做声学计算与预测工具，而是需要互相结合使用。例如，Yan等[70]结合有限元与统计能力分析方法研究了机身结构模型的中频振动耦合属性，分析结果与试验数据比较吻合，克服了有限元与统计能量分析两种方法各自的局限性，可推广到较为复杂的分析模型。同时，常采用混合声学建模方式对模型进行声学计算，也就是把试验数据作为输入参数，用来预测模型噪声水平，这可增大计算结果的精确性。

5　结论与展望

发动机和湍流边界层噪声的噪声源特性因飞机种类的不同而不同，对舱内噪声的贡献也存在差异。可借助相关理论与方法对噪声源及其噪声传递特性进行识别与区分。

1) 被动降噪主要是优化噪声传递路径，增大机身结构噪声传递损失。这种降噪措施在飞机上已经大量采用，在中高频段范围内降噪效果良好；主动降噪的优点是降噪范围能自动根据舱内噪声源特性的变化而改变，具有自动匹配的特性，其低频性能较好。

2) 目前飞机舱内主要通过声模态理论、统计能量理论以及数值分析理论(包括有限元与边界元法)进行仿真分析。它们在飞机舱内噪声的预测方面均得到广泛的应用，但因各自理论的适用范围有限，一般采用两者或者三种方法相结合的方式进行分析。

尽管在舱内噪声的研究中，不管在理论还是工程实践方面均取得了丰硕的成果，但从目前民航舱内噪声依然严重的情况来看，还存在许多问题需要解决。例如噪声传递路径的识别与区分始终是一大难点，这与噪声特性极其复杂有关，直接影响着舱内降噪效果。为此，作者建议今后可在以下几方面开展工作。

1) 尽管目前外部噪声源是导致舱内噪声的主要原因，但对于舱内噪声来讲，应在充分理解噪声源特性的基础上把重点放在噪声传递路径的识别与优化传递路径方面。本文对相关噪声传递路径的识别技术进行了较为详细的介绍，目前这些方法还不能进行完全识别，在高频率范围内模态密度较大的场合则更为困难，为此应发展新技术、新理论并结合仿真计算开展这方面的工作。

2) 在舱内降噪方面，被动降噪方法的降噪效果有限，并且会增大飞机重量。同时，这种方法的降噪效果与噪声传递路径的识别密切相关，而目前传递路径的识别还存在困难，为此，主动降噪应是今后研究的重点。再者，该方法尽管低频降噪效果良好(大约在500 Hz以下)，但存在复杂的振动与声辐射声场，以及采样率不够等问题，应发展并优化多通道并行滤波算法、引进神经网络技术，提高算法收敛速度，使应用范围尽量扩展到中高频。

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左孔成男， 博士， 助理研究员。主要研究方向： 飞机舱内噪声的机理。

Tel: 0816-2461230

E-mail: zuokongcheng@163.com

陈鹏男， 博士， 研究员。主要研究方向： 气动声学机理。

E-mail: pht128@163.com

Research status of aircraft interior noise

ZUO Kongcheng*, CHEN Peng, WANG Zheng, TIAN Hao, TANG Daofeng

Aerodynamic Noise Control Key Laboratory, China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang621000, China

One of the most important factors influencing passengers’ comfortableness for civil aircraft is interior noise whose minimization is one of the goals for all countries in the world. This paper reviews the identification of noise sources/transmission paths, interior noise reduction measures, acoustic test and simulating calculation after introducing the characteristics of exterior noise sources. Thereinto, the discussion of identification of noise sources/transmission paths is carried out through various identification techniques, including frequency analysis, coherence techniques, source/path modification and identification of airborne/structure-born paths. The passive and active control concerning aircraft cabin noise reduction is introduced comprehensively. Active control can identify and control the noise sources with an auto-negotiation way in the event that passive control can modify and optimize the noise transmission paths, and then both their advantages and disadvantages are provided. For noise test and simulation, this paper firstly introduces current domestic and overseas research situation of ground test and points out domestic drawbacks. Whereafter, the paper presents the methods of simulating calculation and lists their range of application. At the end of this paper, the current existing problems and challenges of aircraft cabin noise are referred and possible future research direction is proposed.

interior noise; noise source; transmission path; noise reduction; aircraft

2016-01-18； Revised： 2016-01-31； Accepted： 2016-03-02； Published online： 2016-05-1116:45

. Tel.： 0816-2461230E-mail: zuokongcheng@163.com

2016-01-18； 退修日期： 2016-01-31； 录用日期： 2016-03-02；

时间： 2016-05-1116:45

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.004.html

.Tel.： 0816-2461230E-mail: zuokongcheng@163.com

10.7527/S1000-6893.2016.0073

V271.1

A

1000-6893(2016)08-2370-15

引用格式： 左孔成， 陈鹏， 王政， 等. 飞机舱内噪声的研究现状[J]. 航空学报， 2016， 37(8): 2370-2384. ZUO K C, CHEN P, WANG Z, et al. Research status of aircraft interior noise[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2370-2384.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.004.html