摘 要：直升机的噪声已经被列为与性能、安全性、可维护性等具有同等重要地位，并作为下一代直升机的重要设计指标之一。本文介绍了直升机噪声的来源、降低直升机噪声的方法及噪声控制与噪声预测的新成果和新技术。 1引言
随着直升机日益广泛的应用和发展，噪声问题越来越引起人们的重视。民用直升机由于常在人口稠密的城区起飞、着陆以及低空慢速飞行，对周围环境严重的噪声污染将阻碍直升机的广泛使用，军用直升机外部噪声大会影响其隐蔽性，而直升机的舱内噪声则影响乘员舒适性，降低乘坐品质。适航条例中已对民用直升机的噪声有严格的限制，未来20年直升机的技术性能指标明确提出舱内噪声<85dBA，军用飞机也把噪音指标作为直升机的设计要求之一。
2直升机噪声源
直升机的噪声主要来自旋翼、尾桨、发动机、减速器和传动系统等。 旋翼噪声分为旋转噪声、脉冲噪声和宽带噪声。旋转噪声包括厚度噪声和载荷噪声，由桨叶旋转过程中的力和空气体积脉动所引起，在噪声的低频部分处于支配地位，声能主要分布在旋翼通过频率上。在低桨尖马赫数（0.5-0.7）时，载荷噪声占旋转噪声的主要部分。脉冲噪声主要来源于桨涡干扰噪声（BVI）和高速前飞时由激波引起的脉冲噪声(HSI)。BVI噪声是幅值很高的脉冲声发射，一旦出现，将掩盖其他的噪声，BVI噪声的出现与直升机的飞行操纵状态有关，如高速前飞，带前飞速度下降等。HSI噪声一般是旋翼特有的，尾桨叶不会产生。宽带噪声是桨叶上气流的随机脉动力引起，其声压时间历程连续分布，频率谱一般无突出的成分，声能主要分布在150-1000Hz范围。通常宽带噪声比其他噪声能量低的多，振幅小得多。旋转噪声和脉冲噪声是旋翼噪声的主要来源。
尾桨噪声与旋翼噪声相似，主要差别是一般不出现HSI噪声；由于尾桨转速比较高，厚度噪声非常严重；尾桨的气动环境比旋翼复杂，其谐波噪声的基频比旋翼高，生理感觉更强。从远场频谱特性来看，尾桨噪声仅次于旋翼。
现代直升机大部分采用涡轮轴发动机，涡轮轴发动机噪声由两部分组成：进气部分的压缩机噪声和排气部分的排气噪声。进气噪声由于压缩机的缘故为谐波噪声，而排气噪声为随机噪声。
减速器与传动系统噪声主要由齿轮啮合误差引起高频的啮合激振力，进一步引起机匣、支架等的结构振动，产生结构性噪声，此噪声为谐波噪声。
直升机的噪声环境分为外部环境和舱内环境。外部环境的噪声主要来自旋翼和尾桨，而舱内环境受主减速器齿轮啮合频率及其谐波产生的噪声和发动机的影响更大。
3降噪技术
降噪技术可以分为被动噪声控制技术和主动噪声控制技术两种。
车载制氧机3.1语音合成技术被动噪声控制技术
对于旋翼噪声的解决方法是限制桨尖速度，采用先进的翼型和桨尖形状。降低桨盘载荷和桨尖速度、增加桨叶片数可以有效降低载荷噪声。厚度噪声主要与桨叶片数、旋转速度以及翼型参数（厚度、宽度）等因素有关，减小这些参数值可以降低厚度噪声。
ONERA和DLR 声学优化旋翼项目设计了用于4－6吨直升机的经过声学优化的旋翼（ERATO），其桨叶形状见图1。具体优化措施是：通过优化弦长的展向分布和采用双后
掠减小涡的强度以降低BVI噪声；采用先进翼型减小翼型厚度，选择优化桨尖以减少厚度噪声和低频载荷噪声。ERATO旋翼与矩形桨叶的7AD旋翼（桨叶见图1）的试验结果比较显示HSI噪声降低3.6dBA，BVI噪声降低7.6 dBA，见图2。
图1 ERATO与7AD旋翼桨叶形状
图2 ERATO与7AD旋翼噪声试验结果比较
欧直公司的中型双发直升机EC145采用了噪声优化旋翼和精确的转速控制规律来降低噪声。优化旋翼的一个设计参数是通过增加弦长，减小旋翼直径来减少桨尖速度使噪声辐射最小。另一设计参数是考虑翼型厚度，EC145旋翼在桨尖区有递减的外形厚度，以减小厚度噪声和HSI噪声。EC145还采用了经过高升阻比优选的OA4系列翼型和OA312翼型，以减小阻力马赫发散数提高超音速特性，使声辐射（特别是高速前飞时）减小。欧直公司为了研究桨尖形状的降噪潜力，在ATR项目中试验了4种不同的桨尖，结果表明抛物弦桨尖的减噪效果最高，特别是在临界下降（BVI噪声）和高速（HSI噪声）飞行状态。EC145桨叶外形见图3。EC145的旋翼转速控制可以在低速提供高一些的转速以便提高悬停和低速前飞的操纵性和性能，在前飞、起飞和接地提供低一些的转速，使噪声最小。
图3 EC145桨叶
EC145通过采用以上措施显著减少了噪声，平均的噪声低于ICAO限制6.7dB，按照条例测量的噪声水平见图4。
图4 EC145 噪声水平
对于主减速器，可通过增加主减速器中齿圈的刚度、在齿轮板上加阻尼层和改变减速器支架的固有频率等措施降低噪声，还可以通过螺旋伞齿轮的优化降低噪声。David G. Lewicki
和Ron L. Woods对低噪声改进接触点的螺旋伞齿轮进行了试验评估，试验在NASA GLENN 500马力直升机传动试验台上用OH-58D直升机的主旋翼传动系统上进行，试验结果表明新设计的螺旋伞齿轮显著地降低了噪声和齿根应力，与原设计相比，在75％扭矩下，声功率（伞齿轮啮合频率1905HZ和其一阶谐波3810hZ的声功率和）降低6dB，在100％扭矩下，声功率降低10dB。
对于尾桨可以借鉴旋翼的降噪措施，比如限制桨尖速度，采用先进的翼型和桨尖形状等，还可以采用特殊尾桨或无尾桨设计。比如在尾桨中采用剪刀构型，不等间距角、可调间距角的桨叶布置，这样可以避免噪声在单一频率上叠加，降低了噪声峰值，整个能量分布在多个谐波频率上，实现了单音到宽带的调制，提高了声音质量，使人听觉刺激减小。
3.2主动噪声控制技术
最近，为减振发展的高阶谐波控制（HHC）和独立桨叶控制（IBC）方法已经被研究用于减少旋翼BVI噪声。已经进行的采用HHC方法控制BVI噪声的旋翼风洞试验显示，用开环控制可减少约5－6dB。高阶谐波旋翼声学试验（HART）用开环控制BO-105旋翼，表明由于谐波输入降低了振动和噪声水平，进一步由飞行试验获得的噪声数据证实了此结果。在BO-
105旋翼和UH-60旋翼上用IBC系统控制噪声的风洞试验结果表明，通过仔细选择开环控制输入可以降噪5－12dB，最近的闭环IBC控制试验也得到了相同的结论。然而最近的研究表明控制率的算法中应增加噪声水平作为目标函数，否则在主动控制减振同时噪声也许会增加。
对于主减速器的降噪可以在主减速机匣的支撑杆采用主动控制技术，形成主动支撑杆或智能支撑杆，以有效消减齿轮产生的啮合噪声，并且能适应直升机工作条件变化所带来的旋翼转速的变化。
直升机舱内还可以采用扬声器作为控制器的主动消声系统。
4气动噪声预测
在上个世纪七十年代初，Ffowcs Williams和Hawkings根据Lighthill声学类比法，使用广义函数将原有的气动方程扩展到考虑固体边界运动对声音的影响，得到了著名的FH-W方程，该方程后来成为预估旋翼噪声的基本方程。经过40年的发展，直升机噪声预测已经有许多分析程序。如美国Lanley的（NR）2、WOPWOP＋、RKIR、FW-H/RKIR、TRAC、
ROTONET、RNM等，CAMRAD中也提供专门噪声分析模块CAMRAD.Mod1/HIRES，可以实现对旋翼/尾桨气动噪声的分析和传播特性预测。但这些程序只能模拟来自稳态运动的噪声，而直升机必须做复杂的机动运动，噪声的产生与稳态分析结果很不同，直到最近才开始处理机动噪声的预测，模拟最简单的机动。
Kenneth S. Brentner and Henry E. Jones给出一个新的机动飞行噪声预测程序PSU-WOPWOP。PSU-WOPWOP能预测在稳态和瞬态机动飞行中的旋翼噪声，允许航空器具有复杂的旋翼构型，铰、柔性梁的相对位置和机体运动可以是任意指定。
图5显示了PSU-WOPWOP预测的悬停和缓慢跃升（mild pop-up）机动结果，忽略了厚度噪声。如同预计的那样，悬停声压是周期的，跃升声压的前0.5秒与跃升吻合很好，因为此时直升机的高度近似不变，等于悬停高度，跃升机动的声冲击很明显，在跃升机动中声压的振幅约是悬停的3倍。
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图5 PSU-WOPWOP预测的悬停和缓慢跃升声压时间历程
PSU-WOPWOP还预测了3°稳态下降和中止下降的噪声，结果表明在中止下降提总距的瞬态阶段，声压的振幅显著增加，大约为稳态下降的4倍。PSU-WOPWOP出的预测机动飞行中旋翼噪声能力使其在旋翼噪声预测程序中处于领先。
参 考屋面玻纤瓦 文 献
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光盘封套
[7] Kenneth S. Brentner and Henry E. Jones, “Maneuvering Rotorcraft Noise Prediction:A New Code For a New Problem”, AHS Aerodynamics, Acoustics, and Test Evaluation Specialist Meeting,San Francisco, CA – January 23-25, 2002
