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基于材料及結(jié)構(gòu)的直升機(jī)噪聲抑制技術(shù)研究進(jìn)展

2022-04-24 12:32李文智曹瑤琴何志平
航空材料學(xué)報(bào) 2022年2期
關(guān)鍵詞:壓電槳葉阻尼

李文智, 曹瑤琴, 何志平

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 江西 景德鎮(zhèn) 333001)

直升機(jī)因其垂直起降、空中懸停、無場(chǎng)地限制等特性,在醫(yī)療、運(yùn)輸、偵查、救援等領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用,人們對(duì)直升機(jī)的認(rèn)識(shí)也通過不同途徑得到了極大的提升。與此同時(shí),日益突出的直升機(jī)振動(dòng)及噪聲問題也越來越被關(guān)注,該問題一方面會(huì)影響裝備自身的可靠安全運(yùn)行,另一方面會(huì)對(duì)機(jī)艙內(nèi)部人員的身心健康以及周圍環(huán)境形成噪聲危害,也會(huì)降低直升機(jī)的舒適性和隱蔽性[1]。

近年來,隨著民用直升機(jī)市場(chǎng)的開拓,直升機(jī)行業(yè)對(duì)直升機(jī)噪聲及其污染越來越重視,一些國家也已經(jīng)或正在將直升機(jī)噪聲水平列入適航條款要求[2]。此外,在軍用直升機(jī)領(lǐng)域,除艙內(nèi)人員舒適性問題外,其隱蔽性問題最為突出。隨著聲探測(cè)技術(shù)的發(fā)展,包括瑞典“直升機(jī)搜索裝置”和英國的“警戒哨”預(yù)警系統(tǒng)在內(nèi)的新型低空聲探測(cè)系統(tǒng),以及美、俄等國研發(fā)的新型聲探測(cè)反直升機(jī)地雷的逐漸成熟和列裝,嚴(yán)重威脅了軍用直升機(jī)的戰(zhàn)場(chǎng)生存能力。2016 年1 月6 日,美軍一架“阿帕奇”武裝直升機(jī)被俄制聲控反直升機(jī)地雷擊中而墜毀。由此可見,直升機(jī)減振降噪已經(jīng)成為亟待解決的關(guān)鍵性問題之一,迫切需要利用行之有效的方式降低直升機(jī)噪聲水平。

本文從直升機(jī)噪聲來源出發(fā),從材料和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的角度對(duì)直升機(jī)外部及內(nèi)部噪聲的調(diào)控及抑制方法進(jìn)行闡述,并綜述了近些年具有直升機(jī)減振降噪應(yīng)用潛力的新材料研究現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢(shì),主要包括壓電智能材料、吸聲蜂窩材料、聲學(xué)超材料以及阻尼材料,最后對(duì)未來直升機(jī)降噪材料/結(jié)構(gòu)可能的設(shè)計(jì)及應(yīng)用方向提出了研究思路。

1 直升機(jī)噪聲來源

直升機(jī)噪聲的主要來源主要包括以下三類:(1)旋翼、尾槳?dú)鈩?dòng)噪聲;(2)主減速器及傳動(dòng)系統(tǒng)噪聲;(3)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲。第一類噪聲主要包括厚度噪聲、載荷噪聲、寬帶噪聲、高速脈沖(high speed impulsive,HSI)噪聲和槳渦干擾(blade vortex interaction,BVI)噪聲。其中厚度噪聲、載荷噪聲由旋轉(zhuǎn)槳葉和空氣體積脈動(dòng)所引起,在低頻噪聲中占主要部分,厚度噪聲隨著速度的增加而逐漸提升;寬帶噪聲是由于槳葉上氣流隨機(jī)脈動(dòng)產(chǎn)生,相比于其他噪聲能量和幅值均較??;HIS 和BVI 噪聲均屬于脈沖噪聲,前者是高速飛行時(shí)由激波引起的噪聲,可以通過速度控制有效降低,主要沿著飛行的前進(jìn)方向傳播,對(duì)艙內(nèi)和地面影響較小,而后者是由于槳葉高速旋轉(zhuǎn)時(shí),翼尖形成的渦流,不同槳葉槳尖渦相碰撞形成了幅值很高的干擾噪聲(圖1[2]),BVI 噪聲一經(jīng)出現(xiàn)便會(huì)成為主導(dǎo)噪聲,同時(shí)在直升機(jī)的飛行過程中,BVI 噪聲的產(chǎn)生也不可避免。因此,在直升機(jī)旋翼降噪研究中主要為抑制BVI 噪聲,主要途徑包括降低槳尖渦產(chǎn)生強(qiáng)度或者避免槳尖渦碰撞。第二類和第三類噪聲均由齒輪嚙合或者發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)諧波形成的激振力產(chǎn)生,振動(dòng)頻率較高,由于與機(jī)艙的距離較近,這兩類噪聲對(duì)艙內(nèi)的影響最為顯著[3]。

圖1 直升機(jī)槳渦干擾(BVI)噪聲的產(chǎn)生原理圖[2]Fig. 1 Schematic diagram of the generation of helicopter blade vortex interference (BVI) noise[2]

依據(jù)直升機(jī)各類噪聲的產(chǎn)生原因和特性,第一類噪聲會(huì)在直升機(jī)艙體外部形成高噪聲輻射場(chǎng),其次還會(huì)以聲透射的方式作用于機(jī)艙內(nèi)部,但由于機(jī)身表面對(duì)聲波的反射作用,所以這類噪聲主要作用于直升機(jī)外部環(huán)境場(chǎng);其余兩類噪聲主要通過直升機(jī)結(jié)構(gòu)傳播和聲透射的方式作用于機(jī)艙內(nèi)部,而在直升機(jī)近場(chǎng)附近,這兩類頻率較高的噪聲會(huì)產(chǎn)生顯著的衰減,因此主要表現(xiàn)為機(jī)艙內(nèi)部噪聲[4]。

2 基于材料及結(jié)構(gòu)的直升機(jī)噪聲控制現(xiàn)狀

依據(jù)各類噪聲的傳播特點(diǎn)和主要作用部位,諸多研究人員分別對(duì)直升機(jī)外部噪聲和機(jī)艙內(nèi)部噪音控制開展了相應(yīng)的研究,主要包含主動(dòng)噪聲控制技術(shù)和被動(dòng)噪聲控制技術(shù)。近些年通過機(jī)身氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)、槳葉翼型設(shè)計(jì)、飛行軌跡控制和優(yōu)化、主動(dòng)噪聲控制、智能槳葉等主動(dòng)噪聲控制技術(shù)的研究越發(fā)廣泛,理論和設(shè)計(jì)也越發(fā)成熟[5-7],可以通過智能化的主動(dòng)控制或者二次諧波調(diào)控,從振動(dòng)及流體控制等根源上實(shí)現(xiàn)直升機(jī)各類噪聲的有效抑制;但是由于在其應(yīng)用過程中需對(duì)直升機(jī)設(shè)計(jì)做出一定的改動(dòng)且降噪措施貫徹成本較高,同時(shí)由于我國相關(guān)技術(shù)研究相對(duì)較晚,技術(shù)積淀薄弱,上述技術(shù)在我國直升機(jī)上仍未廣泛應(yīng)用。

反之,對(duì)于被動(dòng)降噪技術(shù),以降噪材料和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)為主,可以在兼顧結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)較為穩(wěn)定的降噪效果,且易于維護(hù)[8],是現(xiàn)階段使用較為廣泛的直升機(jī)降噪手段,主要以壓電材料智能旋翼、隔聲材料、蜂窩夾層結(jié)構(gòu)、聲學(xué)超材料等材料和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)降噪方式為代表。上述方式可以通過阻礙槳葉與空氣渦流撞擊降低噪聲產(chǎn)生強(qiáng)度,或者通過抑制聲透射、結(jié)構(gòu)傳播的方式從聲音傳播途徑角度實(shí)現(xiàn)噪聲抑制,直升機(jī)應(yīng)用潛力較大。該技術(shù)對(duì)直升機(jī)整體結(jié)構(gòu)的改動(dòng)一般較小,應(yīng)用部分功能材料或結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)降噪目標(biāo),成為直升機(jī)領(lǐng)域降噪研究的熱點(diǎn)。

對(duì)于直升機(jī)的減振降噪材料技術(shù),國外已經(jīng)開展了相應(yīng)材料、技術(shù)研究與應(yīng)用[9],國內(nèi)也開展了相關(guān)的實(shí)驗(yàn)室研究,取得了一定的進(jìn)展。

2.1 外部噪聲控制技術(shù)

直升機(jī)的外部噪聲控制主要以降低旋翼主槳葉和尾槳的噪聲產(chǎn)生為主,通過避免后續(xù)槳葉與前一槳葉形成的渦流碰撞的方式,降低所產(chǎn)生的BVI 噪聲,達(dá)到這一目的的最有效途徑就是實(shí)現(xiàn)槳葉在轉(zhuǎn)動(dòng)過程中的扭轉(zhuǎn)變形。

現(xiàn)階段國內(nèi)外的解決方案涵蓋被動(dòng)設(shè)計(jì)與主動(dòng)設(shè)計(jì)兩種,被動(dòng)設(shè)計(jì)采用先進(jìn)旋翼槳尖、優(yōu)化旋翼翼型布置、改變旋翼轉(zhuǎn)速等方法,可以在一定程度上降低槳葉噪聲,但更為有效的還是主動(dòng)設(shè)計(jì)控制方式,其主要原理為降低槳葉載荷、減弱槳尖渦強(qiáng)度、增加槳渦干擾距離,以及改變槳渦干擾角等,發(fā)展出高階諧波控制(higher harmonic control,HHC)[10]、獨(dú)立槳距控制(individual blade control,IBC)[11]、主動(dòng)扭轉(zhuǎn)旋翼控制(active twist rotor,ATR)、主動(dòng)后緣襟翼控制(actively controlled flaps,ACF)等方法。HHC 方法可實(shí)現(xiàn)部分諧波槳距控制,但對(duì)于某些頻率無能為力[12],IBC 方法彌補(bǔ)了上述問題,可單獨(dú)實(shí)現(xiàn)多諧波槳距變化和任意的變距運(yùn)動(dòng)[13],但是上述兩種設(shè)計(jì)過于復(fù)雜,所需驅(qū)動(dòng)功率大,且IBC 控制系統(tǒng)基本采用液壓系統(tǒng)驅(qū)動(dòng),其作動(dòng)器質(zhì)量代價(jià)較大,且與液壓作動(dòng)器配套使用的液壓集流環(huán)成本高昂不易維護(hù),暫未獲得實(shí)際應(yīng)用。

然而基于材料的ATR 與ACF 方法有效減小了驅(qū)動(dòng)功率、簡(jiǎn)化了設(shè)計(jì)難度,有效解決了HHC及IBC 技術(shù)的不足,智能材料(如壓電材料、記憶材料等)在直升機(jī)槳葉中的使用應(yīng)運(yùn)而生,為配合壓電智能材料的使用發(fā)展出相應(yīng)的電激勵(lì)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。

2.1.1 智能纖維復(fù)合材料槳葉

近些年,出于對(duì)直升機(jī)減重、耐腐蝕性、抗疲勞性和損傷容限的考慮,傳統(tǒng)笨重的鋁合金、鋰合金等金屬材料槳葉逐漸被復(fù)合材料槳葉所替代,復(fù)合材料槳葉所表現(xiàn)出的良好設(shè)計(jì)性也使其能夠?qū)崿F(xiàn)更多功能上的改進(jìn),智能纖維復(fù)合材料便是其中之一[14-16]。這種材料是由玻璃纖維或碳纖維與壓電(PZT)纖維耦合后層壓而成的,與傳統(tǒng)復(fù)合材料用槳葉的不同之處在于智能纖維復(fù)合材料最外層的樹脂包覆膜(如聚酰亞胺膜)上埋入了交指電極(具體結(jié)構(gòu)如圖2[17]和圖3[17]所示),在直升機(jī)槳葉旋轉(zhuǎn)過程中,通過在電極中通電激發(fā)PZT 纖維變形而實(shí)現(xiàn)整片槳葉的扭轉(zhuǎn)變形,抑制其顫振、振動(dòng)以及與前一槳葉槳尖渦流的碰撞,最終實(shí)現(xiàn)降低主槳葉噪聲的目的[17]。20 世紀(jì)末,美國已經(jīng)用智能纖維復(fù)合材料制造了1/6 縮比的CH-47D 直升機(jī)槳葉的模型,并在貝爾直升機(jī)公司進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),同時(shí)也制備了全尺寸智能扭轉(zhuǎn)旋翼(ATR),并在NASA 蘭利研究中心的跨音速風(fēng)洞進(jìn)行了懸停實(shí)驗(yàn),1000 V 電壓激勵(lì)下1°~1.5°的最大扭轉(zhuǎn)角可發(fā)生4±1 次/轉(zhuǎn)(33~35 Hz),表現(xiàn)出良好的槳葉扭轉(zhuǎn)控制能力;此外,Rodgers 和Hagood 以該種形式制作了長(zhǎng)2.749 m、弦長(zhǎng)107.7 mm 的槳葉,也獲得了±2°的槳尖扭轉(zhuǎn)[17]。與此同時(shí),國內(nèi)復(fù)合材料自直-10 研究以來也實(shí)現(xiàn)了跨越式發(fā)展,復(fù)合材料槳葉和復(fù)合材料機(jī)身結(jié)構(gòu)應(yīng)用越發(fā)廣泛,智能材料復(fù)合槳葉等應(yīng)用前景廣闊。

圖2 智能纖維復(fù)合材料各層結(jié)構(gòu)圖[17]Fig. 2 Structure of intelligent fiber composite material[17]

圖3 智能纖維復(fù)合材料示意圖[17]Fig. 3 Schematic diagram of smart fiber composite[17]

2.1.2 智能驅(qū)動(dòng)主動(dòng)后緣襟翼

智能驅(qū)動(dòng)主動(dòng)后緣襟翼這一類控制降噪方式主要通過在直升機(jī)主槳葉靠近尖端位置(圖4 方框位置),以添加可驅(qū)動(dòng)主動(dòng)后緣襟翼的方式來實(shí)現(xiàn)槳葉在運(yùn)行過程中的偏轉(zhuǎn),利用材料實(shí)現(xiàn)襟翼驅(qū)動(dòng)的主要方式包括雙壓電(PZT)晶片驅(qū)動(dòng)、壓電疊層片驅(qū)動(dòng)、磁致伸縮致動(dòng)器驅(qū)動(dòng)、形狀記憶合金驅(qū)動(dòng)等,典型的設(shè)計(jì)模型圖如圖4 所示[18]。在設(shè)計(jì)的縮比模型實(shí)驗(yàn)條件下,Bell 公司利用8 層壓電片疊層結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)了在900 r/min 轉(zhuǎn)速下最大振幅±6°的性能,實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)目的。馬里蘭大學(xué)也提出了在槳葉上下表面對(duì)稱貼合PZT 片(圖5),在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)了±2.5°的扭轉(zhuǎn)[19-20]。此外對(duì)于形狀記憶合金驅(qū)動(dòng)襟翼,構(gòu)建了包含兩根互逆形狀記憶合金的扭轉(zhuǎn)管驅(qū)動(dòng)結(jié)構(gòu),實(shí)現(xiàn)了±7.5°的扭轉(zhuǎn),最大可以實(shí)現(xiàn)12 dB 的降噪效果[21],技術(shù)雖不成熟,但有良好的發(fā)展前景[22]。

圖4 智能驅(qū)動(dòng)主動(dòng)后緣襟翼位置[18]Fig. 4 Intelligent drive active rear edge flap position[18]

圖5 典型的智能驅(qū)動(dòng)主動(dòng)后緣襟翼結(jié)構(gòu)示意圖[18]Fig. 5 Typical intelligent drive active trail edge flap structure[18]

在國內(nèi),該項(xiàng)技術(shù)仍處于理論設(shè)計(jì)與研究階段,與國外仍存在一定差距,這與該項(xiàng)技術(shù)的應(yīng)用需求推動(dòng)力不足密切相關(guān),但是近幾年國內(nèi)對(duì)智能材料研究迅速升溫,其應(yīng)用方面發(fā)展迅速,主要表現(xiàn)在智能槳葉中關(guān)鍵壓電材料的設(shè)計(jì)研究方面。有研究者開展了具有鈣鈦礦結(jié)構(gòu)系列壓電陶瓷(鈮酸鎂鉛-鋯鈦酸鉛PMZ-PZT、鋯鈦酸鉛鑭PLZT、鈦酸錳鈮鉍BTMN 等)成分及制備技術(shù)研制,形成了具備多種壓電系數(shù)及場(chǎng)感應(yīng)應(yīng)變等特性的壓電材料,有望進(jìn)一步提升智能旋翼的變形偏轉(zhuǎn)能力,為我國壓電智能旋翼的進(jìn)一步應(yīng)用發(fā)展奠定了材料基礎(chǔ)[23-28]。2019 年5 月航空工業(yè)直升機(jī)所牽頭的ACF 智能旋翼基于智能壓電材料的壓電驅(qū)動(dòng)器項(xiàng)目實(shí)現(xiàn)后緣襟翼的主動(dòng)控制,安裝了4 m 直徑智能旋翼試驗(yàn)機(jī)實(shí)現(xiàn)懸停與前飛實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證,研究取得了階段性成果,后續(xù)相關(guān)工作也正在進(jìn)一步積極開展。

綜上所述,智能纖維復(fù)合材料在材料研究方面實(shí)現(xiàn)了快速發(fā)展,與此同時(shí)國內(nèi)正開展相關(guān)材料的設(shè)計(jì)與模擬等工作,南京航空航天大學(xué)等單位對(duì)兩種技術(shù)開展了廣泛研究[29-31]。但隨著對(duì)直升機(jī)槳葉轉(zhuǎn)速要求的提高,復(fù)合槳葉或襟翼所處環(huán)境的動(dòng)態(tài)壓力、離心力、摩擦力矩均會(huì)隨之增加,這會(huì)降低智能材料的驅(qū)動(dòng)能力,槳葉偏轉(zhuǎn)能力顯著降低。此外,在全尺寸應(yīng)用條件下,上述作用力越發(fā)顯著,也會(huì)導(dǎo)致槳葉的偏轉(zhuǎn)振幅降低,同時(shí)由于驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和自適應(yīng)策略的復(fù)雜性,及其偏低的能量轉(zhuǎn)換效率和驅(qū)動(dòng)力,使得智能材料驅(qū)動(dòng)槳葉在直升機(jī)上的應(yīng)用仍有大量工作需要開展。

2.2 艙內(nèi)噪聲控制技術(shù)

對(duì)于艙內(nèi)噪聲控制技術(shù)現(xiàn)階段仍以材料或結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)為主,同時(shí)發(fā)展出主動(dòng)結(jié)構(gòu)聲振控制技術(shù)以及主動(dòng)消聲技術(shù)。雖然主動(dòng)消聲技術(shù)可以通過等級(jí)反相的次級(jí)聲場(chǎng)實(shí)現(xiàn)減振降噪目的,但是由于直升機(jī)艙內(nèi)噪聲的復(fù)雜性以及該技術(shù)的成熟度不高,目前仍處于實(shí)驗(yàn)室階段。而減振降噪新型材料、超材料因其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、理論設(shè)計(jì)相對(duì)簡(jiǎn)單,對(duì)直升機(jī)整體結(jié)構(gòu)影響小獲得了更為長(zhǎng)足的發(fā)展。

2.2.1 吸聲棉、吸聲泡沫、吸聲板

吸聲棉、吸聲泡沫和吸聲板等是最為傳統(tǒng)的吸聲結(jié)構(gòu)(圖6),在固定翼飛機(jī)應(yīng)用較為廣泛,材料多以石棉、聚酯等為主,附著在機(jī)艙內(nèi)表面以實(shí)現(xiàn)降噪的目的,據(jù)報(bào)道,該類材料在直升機(jī)領(lǐng)域有過應(yīng)用,但是由于其安裝使用占用了較大的機(jī)艙內(nèi)空間、增加了一定的機(jī)身質(zhì)量且降噪(尤其是對(duì)結(jié)構(gòu)傳導(dǎo)噪聲抑制)效果不顯著,降噪效果在5 dB 以內(nèi)[32],因此各個(gè)應(yīng)用領(lǐng)域均在研究新的解決方案[33]。

圖6 吸聲棉、吸聲泡沫和吸聲板降噪原理Fig. 6 Noise reduction principle of sound absorption cotton,sound absorption foam and sound absorbing plate noise

2.2.2 降噪蜂窩結(jié)構(gòu)

隨著復(fù)合材料尤其是蜂窩夾層復(fù)合材料用量的增加,且閉合空腔具有一定的消聲特性,因此“可降噪蜂窩結(jié)構(gòu)”這一結(jié)構(gòu)-功能一體化的概念被隨之提出,降噪蜂窩材料得到了快速研究和發(fā)展,基于共振吸聲結(jié)構(gòu)而制造的穿孔板共振吸聲蜂窩結(jié)構(gòu)成為直升機(jī)上最具潛力的消聲方案,這類結(jié)構(gòu)是由具有一定厚度的蜂窩芯材耦合多孔上面板和無孔下面板組合而成的[34-36],通過利用每一個(gè)蜂窩孔格的赫姆霍茲共振機(jī)制來實(shí)現(xiàn)降噪目的[37],現(xiàn)階段國外赫氏公司已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了單自由度、雙自由度以及多自由度降噪蜂窩的研制與應(yīng)用,可以針對(duì)應(yīng)用目標(biāo)的多個(gè)噪聲特征頻率來設(shè)計(jì)吸聲結(jié)構(gòu),增強(qiáng)了吸聲結(jié)構(gòu)降噪的適應(yīng)性,如圖7所示[38]。

圖7 赫氏公司制備的帶內(nèi)隔膜的消聲蜂窩芯[38]Fig. 7 Noise absorption honeycomb with embedded dia phragm[38]

目前國內(nèi)紀(jì)雙英等[38-39]開展了內(nèi)嵌式多自由度降噪蜂窩的研究與應(yīng)用工作,已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了在500~6400 Hz 的頻段范圍內(nèi)平均吸聲系數(shù)0.87 的設(shè)計(jì)及制備能力,表現(xiàn)出來的隔聲能力有望達(dá)到15 dB或以上,并開展在飛機(jī)上的應(yīng)用工作。然而這種基于赫姆霍茲共振機(jī)制的吸聲降噪結(jié)構(gòu)在500~1000 Hz的低頻范圍內(nèi)降噪能力有限,是該項(xiàng)技術(shù)亟須改進(jìn)的缺點(diǎn)[39]。

2.2.3 聲學(xué)超材料

人工周期結(jié)構(gòu)是一類通過設(shè)計(jì)調(diào)控獲得的存在彈性波禁帶的結(jié)構(gòu),包含傳統(tǒng)工程周期結(jié)構(gòu)、聲子晶體以及聲學(xué)超材料三種體系[40],在彈性波禁帶范圍內(nèi),聲音的傳播可以被有效抑制,從而實(shí)現(xiàn)在某些特定波段范圍內(nèi)聲傳播的抑制。21 世紀(jì)初以來,基于人工周期結(jié)構(gòu)的國內(nèi)外降噪研究發(fā)展十分迅速,在實(shí)驗(yàn)室階段形成了周期性結(jié)構(gòu)減振支桿和局域共振單元周期板結(jié)構(gòu)等兩類較為成熟的降噪結(jié)構(gòu),并衍生出聲學(xué)黑洞這一全新技術(shù)概念。

(1) 周期性結(jié)構(gòu)減振支桿

南京航空航天大學(xué)利用橡膠的阻尼特性,通過材料間的軟硬交替及厚度等參數(shù)的理論模擬調(diào)控,設(shè)計(jì)研制了雙材料乃至多材料體系的周期性結(jié)構(gòu)支桿,在周期性結(jié)構(gòu)減振支桿進(jìn)行了較為深入的研究,安裝在直升機(jī)主減速器與機(jī)艙上頂板之間(圖8[41]),實(shí)現(xiàn)了艙內(nèi)振動(dòng)噪聲的顯著抑制。圖9 為周期性結(jié)構(gòu)減振支桿與傳統(tǒng)支桿振動(dòng)噪聲對(duì)比[41]。由圖9看出,在500~2000 Hz 振動(dòng)噪聲曲線更為緩和平穩(wěn),降低程度最大可達(dá)到近30 dB[35-36]。

圖8 周期性結(jié)構(gòu)減振支桿安裝位置與具體結(jié)構(gòu)[41]Fig. 8 Location and structure[41]of periodic strut installation

圖9 周期性結(jié)構(gòu)減振支桿與傳統(tǒng)支桿振動(dòng)噪聲對(duì)比[41]Fig. 9 Comparison of the noise responses between the period ic struts and traditional struts[41]

由于多材料復(fù)合結(jié)構(gòu)體系工藝較為復(fù)雜,在實(shí)現(xiàn)過程中可能存在問題,因此開展了單一材料體系周期性減振支桿的研究,設(shè)計(jì)了如圖10 所示的周期性結(jié)構(gòu)支桿。雖然其降噪頻段較窄,但可以通過機(jī)械阻抗具有較大差異的兩類組件匹配和不連續(xù)幾何尺寸調(diào)控適當(dāng)改善上述問題,拓寬降噪頻段。該新型支桿的阻滯特性與材料的靜態(tài)應(yīng)力、質(zhì)量、周期數(shù)、單元?jiǎng)偠扔嘘P(guān),在500~2000 Hz 加速度衰減可以達(dá)到12 dB 以上,總衰減為64%[42-43]。

圖10 單材料周期性結(jié)構(gòu)減振支桿結(jié)構(gòu)[43](a)單材料周期支桿示意圖;(b)單元結(jié)構(gòu)示意圖;(c)周期支桿試樣Fig. 10 Single material periodic strut structure[43](a) schematic diagram of single material periodic strut; (b) schematic diagram of the cell structure; (c) periodic strut sample

(2)局域共振單元周期板結(jié)構(gòu)

局域共振單元周期板結(jié)構(gòu)是在板結(jié)構(gòu)上周期性耦合附加結(jié)構(gòu),其整體結(jié)構(gòu)和在機(jī)上的安裝形式如圖11[38]所示,可以通過周期結(jié)構(gòu)的共振消聲特性實(shí)現(xiàn)某一頻率聲振動(dòng)傳播的抑制。該結(jié)構(gòu)一般由均勻板與周期排列的附加結(jié)構(gòu)組成,典型均勻板為普通單層板。

圖11 局域共振單元周期板典型結(jié)構(gòu)及降噪能力[38]Fig. 11 Typical structure and noise reduction capacity of the local resonance unit cycle board[38]

國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)開展了相關(guān)研究,使用周期板后在690~1500 Hz 這一頻段內(nèi)振動(dòng)位移響應(yīng)比得到了顯著的抑制,平均抑制水平可達(dá)10~15 dB[44]。此外,通過對(duì)單層板進(jìn)行改進(jìn)所構(gòu)成的周期板,如使用蜂窩夾層周期板,實(shí)現(xiàn)了在更寬頻率范圍內(nèi)振動(dòng)與噪聲的抑制,同時(shí)也對(duì)該結(jié)構(gòu)的理論機(jī)制進(jìn)行了研究[45-46]。隨著未來相關(guān)材料及結(jié)構(gòu)制備和設(shè)計(jì)理論的發(fā)展成熟,局域共振周期結(jié)構(gòu)在直升機(jī)降噪領(lǐng)域?qū)⒂兄薮蟮膽?yīng)用潛力。

(3)聲學(xué)黑洞

聲學(xué)黑洞(ABH)效應(yīng)是利用結(jié)構(gòu)阻抗的變化,通過改變結(jié)構(gòu)形式而形成的陷波器,可以通過局部區(qū)域厚度按照一定冪律規(guī)函數(shù)進(jìn)行設(shè)計(jì),具有實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單靈活、操控效率高、頻帶范圍寬,質(zhì)量小等優(yōu)點(diǎn),是一種更為新穎的設(shè)計(jì)思路[47-49]。南京航空航天大學(xué)在該領(lǐng)域開展研究較早,也提出了包含內(nèi)嵌式ABH 結(jié)構(gòu)和附加式ABH 結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)模式,最好可實(shí)現(xiàn)質(zhì)量不增加前提下,艙室平均噪聲水平在1/3 倍頻程內(nèi)降低3~10 dB,實(shí)現(xiàn)了很明顯的減振降噪能力[50]。此外,更是在ABH 結(jié)構(gòu)分析、聲波操控能力及機(jī)理分析方面提出許多可行的方法,但仍主要集中在實(shí)驗(yàn)室及理論研究階段,未來有望成為主流的減振降噪結(jié)構(gòu)。

總的來說,以直升機(jī)減振降噪應(yīng)用為目的,人工設(shè)計(jì)的周期結(jié)構(gòu)可以根據(jù)具體型號(hào)及使用需求實(shí)現(xiàn)降噪頻率的定制化設(shè)計(jì),有望在極大程度上緩解直升機(jī)艙內(nèi)噪聲問題,但這一類結(jié)構(gòu)附加材料設(shè)計(jì)較為復(fù)雜,尚未開展過直升機(jī)型號(hào)上的應(yīng)用研究,距離工程化應(yīng)用還有一定距離。

2.2.4 阻尼材料

在隔聲板上增加應(yīng)用阻尼材料也是常用的方式,在汽車工業(yè)中應(yīng)用較廣,但在直升機(jī)領(lǐng)域中,由于質(zhì)量和尺寸限制,約束阻尼因其結(jié)構(gòu)質(zhì)量大而未能廣泛應(yīng)用;自由阻尼材料雖然工藝簡(jiǎn)單、實(shí)施方便,但效果較弱,且有研究發(fā)現(xiàn),當(dāng)通過阻尼處理實(shí)現(xiàn)減振降噪時(shí),降噪效果并不隨著阻尼的增大而成比例的增加(聲損耗數(shù)R=20lgm+20lgf-48),阻尼處理并不總能使聲輻射得到有效抑制,且普遍應(yīng)用阻尼材料的降噪能力一般為1~5 dB,減振降噪能力較弱[51],也不是較好的選擇。因此現(xiàn)階段,除在某些關(guān)鍵部位(如減振器)及航電系統(tǒng)成品結(jié)構(gòu)中應(yīng)用了具有阻尼作用的橡膠類材料,以減小振動(dòng)噪聲的影響,阻尼材料在直升機(jī)艙體和支撐結(jié)構(gòu)中并未得到較多應(yīng)用。

隨著先進(jìn)檢測(cè)技術(shù)及設(shè)備的不斷發(fā)展及其在材料領(lǐng)域的不斷應(yīng)用,已有大量實(shí)驗(yàn)結(jié)果證明鎂基金屬材料有明顯的應(yīng)變振幅效應(yīng)[52-55]。國外學(xué)者已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了通過合金化來提高鎂合金的阻尼性能和力學(xué)強(qiáng)度,形成了Mg-Cu-Mn、Mg-Si-Cu 等一系列高強(qiáng)高阻尼材料,室溫的抗拉強(qiáng)度可達(dá)到290 MPa[56],降噪能力也可以達(dá)到3~5 dB。然而現(xiàn)階段鎂合金材料仍存在較為嚴(yán)重的腐蝕問題[57],但隨著未來合金化機(jī)理及防腐機(jī)理研究的深入,上述問題有望得到解決,從而實(shí)現(xiàn)在直升機(jī)阻尼降噪領(lǐng)域的應(yīng)用。

3 結(jié)束語

現(xiàn)代直升機(jī)得到長(zhǎng)足發(fā)展和廣泛應(yīng)用,各個(gè)領(lǐng)域?qū)χ鄙龣C(jī)的噪聲問題越發(fā)重視,為了進(jìn)一步提升軍用直升機(jī)的戰(zhàn)場(chǎng)聲隱蔽能力,同時(shí)提高民用直升機(jī)的舒適性并降低其帶來的噪聲污染,將在很大程度上依賴于降噪材料及基于材料的降噪結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。雖然從20 世紀(jì)末以來,各類降噪材料及結(jié)構(gòu)開展了廣泛研究,也取得了一定的成果,但因?yàn)榉N種原因而未實(shí)現(xiàn)真正的廣泛裝機(jī)應(yīng)用。隨著各類新型材料機(jī)理研究及其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)向著深入化、成熟化發(fā)展,其將會(huì)在直升機(jī)上獲得更為廣闊的應(yīng)用前景?;诓牧?結(jié)構(gòu)的降噪技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)如下:

(1)主動(dòng)降噪技術(shù)是從槳葉流體控制的根源上實(shí)現(xiàn)直升機(jī)減震降噪目的的必由之路,在主動(dòng)驅(qū)動(dòng)/激勵(lì)裝置設(shè)計(jì)不斷走向成熟的前提下,基于壓電材料、記憶合金等智能材料制造的智能纖維復(fù)合槳葉及智能驅(qū)動(dòng)襟翼是解決槳葉噪聲的關(guān)鍵,實(shí)現(xiàn)強(qiáng)變形偏轉(zhuǎn)能力、高強(qiáng)度壓電材料、記憶合金的研制,從而克服高速旋轉(zhuǎn)大尺寸槳葉偏轉(zhuǎn)難的問題,將是直升機(jī)減振降噪主流方向。

(2)亥姆霍茲共振吸聲原理是目前理論和技術(shù)發(fā)展均相對(duì)成熟的方案,國內(nèi)相關(guān)技術(shù)發(fā)展也達(dá)到了可工程化的水平,耦合蜂窩夾層復(fù)合材料在直升機(jī)領(lǐng)域使用量的不斷增加,基于亥姆霍茲共振吸聲原理的降噪材料/結(jié)構(gòu)向著結(jié)構(gòu)功能一體化發(fā)展,并且隨著材料/結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制造能力不斷提升,多自由度降噪蜂窩的參數(shù)調(diào)控能力將更加靈活,降噪頻段和降噪能力將顯著拓寬和提升,是最具研制應(yīng)用潛力的體系。

(3)人工周期材料/結(jié)構(gòu)等超材料中存在的聲學(xué)禁帶區(qū)域以及聲學(xué)黑洞存在的禁聲逃逸特性,在這些聲頻段內(nèi)可以顯著降低聲波的傳播強(qiáng)度,從而實(shí)現(xiàn)降噪的作用。通過結(jié)構(gòu)和材料剛度等性能的調(diào)控可以進(jìn)一步提升降噪波段的頻段,實(shí)現(xiàn)寬頻降噪的目的。隨著聲學(xué)超材料成熟度不斷提升,這類材料將重點(diǎn)應(yīng)用于平板、支撐結(jié)構(gòu)中,實(shí)現(xiàn)減振降噪能力的跨越式提升。

(4)隨著對(duì)材料阻尼機(jī)理認(rèn)識(shí)和理解得越發(fā)透徹,材料阻尼性能調(diào)控手段和能力也將得到更進(jìn)一步的發(fā)展。在直升機(jī)領(lǐng)域,基于機(jī)身減重設(shè)計(jì)要求,在機(jī)身表面附著高阻尼材料將對(duì)減重產(chǎn)生不利影響,研究具有高阻尼性能的高強(qiáng)結(jié)構(gòu)材料,實(shí)現(xiàn)高強(qiáng)度-高阻尼的結(jié)構(gòu)-功能一體化設(shè)計(jì)將成為趨勢(shì)。

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