直升機(jī)動力系統(tǒng)三大主要動部件噪聲問題簡介

1、直升機(jī)動力系統(tǒng)三大主要動部件噪聲問題簡介直升機(jī)在飛行中產(chǎn)生的噪聲一直是不容忽視的問題。軍用直升機(jī)噪聲大會 使其過早暴露；民用直升機(jī)由于常在人口稠密的城區(qū)起飛看陸以及低空慢 速飛行，其噪聲不僅會對市民及乘員的健康帶來不利影響，甚至影響到直升 機(jī)的市場銷售。因此，從動力系統(tǒng)入手，降低直升機(jī)噪聲一直是現(xiàn)代直升機(jī) 設(shè)計中的一個重要研究方向。渦軸發(fā)動機(jī)、傳動系統(tǒng)及旋翼系統(tǒng)作為三大主要動部件，是直升機(jī)絕 大部分噪聲來源。渦軸發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速一般在2000060000r/min , 旋翼系統(tǒng)轉(zhuǎn)速范圍一般不超過500r/min ,而傳動系統(tǒng)是將高轉(zhuǎn)速發(fā) 動機(jī)功率轉(zhuǎn)化為低轉(zhuǎn)速旋翼空氣動力的橋梁，其傳動鏈上各級齒輪

2、轉(zhuǎn) 速介于旋翼低轉(zhuǎn)速與發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子高轉(zhuǎn)速之間，因此直升機(jī)噪聲頻率從 低到高，涉及范圍很大，其動力系統(tǒng)產(chǎn)生噪聲的機(jī)理、傳播途徑及影 響范圍又各不相同，這給直升機(jī)噪聲硏究帶來了很大挑戰(zhàn)。渦軸發(fā)動機(jī)噪聲隨著環(huán)境保護(hù)觀念深入人心，各國適航條款對發(fā)動機(jī)噪聲排放提出了 明確要求，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)噪聲研究的重要性獲得了廣泛認(rèn)同。但是，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)噪聲硏究工作主要還是圍繞大型渦扇發(fā)動 機(jī)的降噪需求展開，專門針對渦軸發(fā)動機(jī)的噪聲研究比較少見。雖然 渦扇發(fā)動機(jī)噪聲硏究方法及成果可以給渦軸發(fā)動機(jī)設(shè)計提供參考，但 是由于渦軸發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速遠(yuǎn)高于渦扇發(fā)動機(jī)，因此有必要開展相關(guān)噪聲 的專門研究。渦軸發(fā)動機(jī)主要噪聲來源于

3、氣流通道中引起的氣動噪聲以及發(fā)動機(jī)結(jié) 構(gòu)振動產(chǎn)生的機(jī)械噪聲,其中氣動噪聲與結(jié)構(gòu)振動相互耦合，使得發(fā) 動機(jī)噪聲硏究成為異常復(fù)雜的多物理場耦合問題。渦軸發(fā)動機(jī)噪聲測 試通常在專業(yè)的地面聲學(xué)試車臺上進(jìn)行，其目的在于明確發(fā)動機(jī)噪聲 特性，通過診斷程序判別發(fā)動機(jī)具體的噪聲源，以及為滿足飛機(jī)噪聲 適航審定的要求而獲取噪聲數(shù)據(jù)。對航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)噪聲的硏究，基本上都是在戶外試車臺或消聲 室等理想聲場內(nèi)進(jìn)行。透博梅卡公司在阿赫尤（Arrius-2B2 ）渦軸發(fā) 動機(jī)的進(jìn)氣口和排氣口上加裝聲襯,法國航空航天局（ONERA ）利用 大規(guī)模的3D傳聲器陣列技術(shù)在戶外試車臺上專門測量了阿赫尤的噪 聲級數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了這

4、項(xiàng)改動能使整臺發(fā)動機(jī)降低7dB噪聲。歐盟技術(shù)發(fā)展框架大綱FP7中,針對渦軸發(fā)動機(jī)噪聲專門開展了渦軸 發(fā)動機(jī)噪聲排放識別（TEENI）計劃。TEENI計劃集合了透博梅卡公 司、Avi。公司、德國航空航天研究試驗(yàn)院（DLR ）以及ONERA等歐 洲門家公司及硏究單位,以阿蒂丹（Ardiden-1H ）發(fā)動機(jī)為硏究平 臺,重點(diǎn)硏究了發(fā)動機(jī)各部件對寬帶噪聲排放的貢獻(xiàn)，并通過在進(jìn)氣 與排氣通道中安裝聲襯來減小噪聲排放。在先進(jìn)直升機(jī)設(shè)計中，直升機(jī)設(shè)計人員針對渦軸發(fā)動機(jī)噪聲產(chǎn)生機(jī)理 及特點(diǎn)，通過詳細(xì)分析及試驗(yàn)?zāi)軌驅(qū)崿F(xiàn)有效降低發(fā)動機(jī)噪聲排放的目 的。例如，通過控制發(fā)動機(jī)燃燒室火焰穩(wěn)定燃燒，可以減少燃燒室內(nèi) 壓

5、力的隨機(jī)脈動，有效降低燃燒室產(chǎn)生的噪聲；通過采用結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè) 計方法優(yōu)化發(fā)動機(jī)及傳動系統(tǒng)結(jié)構(gòu)來改進(jìn)噴口設(shè)計，從而降低發(fā)動機(jī) 進(jìn)出風(fēng)口的排氣噪聲水平。西科斯基公司在RAH-66科曼奇直升機(jī)尾 梁兩側(cè)設(shè)置向下狹長的帶狀排氣口，發(fā)動機(jī)噴氣排入尾撐內(nèi)部的寬大 流道，然后導(dǎo)入帶狀排氣口，這樣可以極大地強(qiáng)化與環(huán)境空氣的混合， 達(dá)到降低發(fā)動機(jī)排氣噪聲水平的目的，增強(qiáng)直升機(jī)隱身性能。傳動系統(tǒng)噪聲傳動系統(tǒng)噪聲主要源于因齒輪嚙合誤差引起的高頻嚙合激振力引起的 機(jī)匣、支架等結(jié)構(gòu)的振動而產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)性噪聲，此噪聲為諧波噪聲。 傳動系統(tǒng)噪聲與機(jī)械振動緊密聯(lián)系且相互耦合影響，因此噪聲水平也 是反映傳動系統(tǒng)品質(zhì)的重要指標(biāo)：一方

6、面噪聲可能影響系統(tǒng)性能，導(dǎo) 致系統(tǒng)零部件過早疲勞，甚至失效；另一方面?zhèn)鲃酉到y(tǒng)噪聲是直升機(jī) 艙內(nèi)噪聲的最主要來源，對直升機(jī)乘員直接產(chǎn)生不利影響。直升機(jī)傳 動系統(tǒng)減振降噪技術(shù)研究對保障系統(tǒng)性能，提高系統(tǒng)安全性和可靠性 以及乘員舒適性方面有著重要意義，直升機(jī)發(fā)展過程中應(yīng)將噪聲水平 作為傳動系統(tǒng)設(shè)計先進(jìn)與否的主要考核指標(biāo)。20世紀(jì)90年代，先進(jìn)旋翼機(jī)傳動系統(tǒng)硏究（ART ）計劃由美國航空 航天局（NASA ）與美軍牽頭，波音公司、西科斯基公司、麥道公司和 貝爾公司均積極響應(yīng)，主要目的在于實(shí)現(xiàn)直升機(jī)傳動系統(tǒng)減重、降噪、 提高壽命和可靠性。ART計劃將傳動系統(tǒng)噪聲在1987年主流水平基 礎(chǔ)上減少10dB作

7、為判別傳動系統(tǒng)先進(jìn)與否的三大重要指標(biāo)之一。經(jīng) 過多年持續(xù)硏究，各公司在直升機(jī)傳動系統(tǒng)領(lǐng)域均達(dá)到了預(yù)定的目標(biāo), 取得了豐碩成果。2001年，美軍又提出了 21世紀(jì)旋翼機(jī)傳動系統(tǒng)硏 究（RDS-21 ）計劃，該計劃本質(zhì)上是ART項(xiàng)目的延續(xù)，主要由波音 公司和西科斯基公司參與。RDS-21計劃對新一代直升機(jī)傳動系統(tǒng)減 重、降噪、提高壽命、降低全生命周期費(fèi)用提出了明確而愈來愈高的 要求，其中傳動系統(tǒng)發(fā)出的噪聲須再降低15dB。美國在ART計劃及后續(xù)的RDS-21計劃實(shí)施過程中，對直升機(jī)傳動系 統(tǒng)噪聲的控制技術(shù)研究足夠重視，對噪聲控制以具體的噪聲下降指標(biāo) 來考核。NASA劉易斯研究中心的齒輪傳動噪聲硏究

8、試驗(yàn)器專門對直 升機(jī)齒輪傳動噪聲產(chǎn)生原因進(jìn)行了廣泛的硏究，取得了不少成果。該 試驗(yàn)器以O(shè)H-58D基奧瓦直升機(jī)主減速器為平臺，對基準(zhǔn)機(jī)和采用低 噪聲設(shè)計的基奧瓦直升機(jī)進(jìn)行噪聲對比試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明噪聲降幅 可達(dá)7 16dB ,驗(yàn)證了低噪聲傳動系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)的有效性。由于傳動系統(tǒng)噪聲主要由齒輪嚙合誤差引起的結(jié)構(gòu)振動產(chǎn)生，因此傳 動系統(tǒng)降噪技術(shù)的重點(diǎn)在于各種吸振、隔振、連接及阻尼結(jié)構(gòu)的理論 分析和設(shè)計技術(shù)硏究,以及加工裝配精度對轉(zhuǎn)子、齒輪動力特性及噪 聲的影響分析研究。ART計劃中各直升機(jī)公司通過改進(jìn)傳動系統(tǒng)齒形 設(shè)計以減小齒輪嚙合噪聲，并采用在主減速器均扭裝置設(shè)置彈性層以 及在主減速器輸入齒輪輪輻

9、設(shè)置彈性花鍵等手段來實(shí)現(xiàn)噪聲傳播途徑 的衰減隔斷。波音公司在傳動機(jī)匣設(shè)置壓電作動器，在微處理機(jī)控制下生成與噪聲 相位0相差180。的反向波形，從而實(shí)現(xiàn)主動抵消噪聲，CH-47直升 機(jī)臺架試驗(yàn)及前齒輪箱全尺寸模擬試驗(yàn)結(jié)果表明主動減噪的效果良好。 基于貝爾407直升機(jī)平臺,貝爾公司也硏究了多諧波主動結(jié)構(gòu)聲控的 可行性，以實(shí)現(xiàn)將傳動系統(tǒng)傳到直升機(jī)駕駛艙的噪聲降低的目的。通 過對直升機(jī)主傳動系統(tǒng)噪聲主成分進(jìn)行分析，導(dǎo)出傳動階段的主導(dǎo)聲 源,應(yīng)用壓電陶瓷作動器以控制聲波在變速箱配套支撐或接收面板中 的傳播。旋翼系統(tǒng)噪聲渦軸發(fā)動機(jī)及傳動系統(tǒng)產(chǎn)生的噪聲由于頻率較高，在傳播過程中衰減 很快，因此影響范圍主要集

10、中于機(jī)艙內(nèi)的乘員。旋翼系統(tǒng)轉(zhuǎn)速較低， 與空氣作用產(chǎn)生的低頻噪聲穿透能力強(qiáng)，對于直升機(jī)周邊環(huán)境而言， 旋翼系統(tǒng)噪聲為主要成分，因此對于直升機(jī)旋翼系統(tǒng)噪聲原理、噪聲 測試及噪聲控制技術(shù)的研究比發(fā)動機(jī)和傳動系統(tǒng)噪聲研究開展得更加 深入。直升機(jī)旋翼系統(tǒng)噪聲通常分為旋轉(zhuǎn)噪聲、寬帶噪聲和槳葉拍擊噪聲, 其中旋轉(zhuǎn)噪聲是由槳葉旋轉(zhuǎn)而引起的周期性離散噪聲，可進(jìn)一步細(xì)分 為厚度噪聲、載荷噪聲、槳-渦干擾噪聲（BVI）和高速脈沖噪聲（HIS ）。旋翼系統(tǒng)產(chǎn)生的各類噪聲的機(jī)理、頻段及產(chǎn)生位置均各不相同，因此 旋翼系統(tǒng)噪聲相對于直升機(jī)位置具有指向性，比如厚度噪聲和高速脈 沖噪聲主要向前傳播,載荷噪聲及寬帶噪聲主要垂直飛

11、行平面向地面 傳播。NASA劉易斯硏究中心齒輪傳動噪聲研究試驗(yàn)器。旋翼系統(tǒng)噪聲硏究主要集中在噪聲計算和噪聲控制技術(shù)，旋翼噪聲計 算與旋翼流場的求解密切相關(guān)。近年來隨著旋翼計算流體力學(xué)（CFD ） 技術(shù)的快速發(fā)展，槳葉表面氣動力計算精度得到很大提高,由此帶來 噪聲計算精度的同步提高。目前旋翼氣動噪聲領(lǐng)域常見的計算方法是 Kirchhoff方法和FW-H方法。采用CFD/FW-H方程計算所得旋翼BVI噪聲聲壓級沿球面空間的分布。 旋翼系統(tǒng)噪聲控制技術(shù)通過發(fā)展旋翼被動降噪設(shè)計或旋翼主動降噪設(shè) 計技術(shù)來實(shí)現(xiàn)。旋翼被動降噪設(shè)計是通過旋翼的氣動布局優(yōu)化以降低 特定種類噪聲分量，設(shè)計對象包括后掠、尖削和下反等不同構(gòu)型槳尖 的優(yōu)化設(shè)計，旋翼翼形的優(yōu)化設(shè)計，旋翼槳葉的扭轉(zhuǎn)角分布設(shè)計，旋 翼槳葉弦長分布優(yōu)化設(shè)計等。英國BERP計劃IV階段發(fā)展的一種先進(jìn) 槳尖形式的旋翼能有效實(shí)現(xiàn)直升機(jī)外部噪聲的下降。歐盟"旋翼氣動噪 聲優(yōu)化項(xiàng)目”（ERATO ）通過旋翼氣動布局優(yōu)化使得噪聲下降了 7dB。旋翼主動降噪設(shè)計技術(shù)通過在旋翼內(nèi)安裝傳感器、作動器等裝置來實(shí) 現(xiàn)旋翼槳葉攻角或相位的主動控制以降低旋翼噪聲。主動降噪設(shè)計技 術(shù)包括高階諧波控制、單片槳葉控制、主動后緣小翼控制、噪