查建平，王風(fēng)嬌，郭俊賢，李明強(qiáng)

中國直升機(jī)設(shè)計研究所，景德鎮(zhèn) 333001

主減速器噪聲是直升機(jī)艙內(nèi)主要噪聲源之一，一般分布在500～4 000 Hz頻帶范圍內(nèi)，與人耳敏感及語音交互頻段重合。根據(jù)歐洲2003/10/EC要求，舒適、健康的直升機(jī)在巡航飛行時艙內(nèi)總聲壓級不應(yīng)超過85 dB(A)，但已知國內(nèi)外眾多直升機(jī)型號艙內(nèi)由主減速器產(chǎn)生的線譜噪聲明顯，幅值甚至超過95 dB(A)，故主減速器噪聲逐漸成為制約直升機(jī)艙內(nèi)降噪效果及乘坐舒適度的關(guān)鍵因素，極大地限制了其在軍用和民用航空市場上的發(fā)展。

為此，本文基于典型直升機(jī)主減速器結(jié)構(gòu)及噪聲特征，圍繞內(nèi)部齒輪、齒輪軸、軸承和機(jī)匣等關(guān)鍵零部件，總結(jié)了國內(nèi)外現(xiàn)有的主減速器噪聲控制技術(shù)。進(jìn)一步結(jié)合中國直升機(jī)艙內(nèi)降噪需求，提出了該領(lǐng)域的一些研究方向，以促進(jìn)主減速器噪聲源控制技術(shù)系統(tǒng)發(fā)展。

1 主減速器結(jié)構(gòu)及噪聲介紹

1.1 主減速器結(jié)構(gòu)

直升機(jī)主減速器位于發(fā)動機(jī)和旋翼之間，主要用于實現(xiàn)動力轉(zhuǎn)向和減速，進(jìn)而帶動旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力。其傳動比一般介于10～100之間。

為滿足大功率、小尺寸、多系統(tǒng)動力傳動等需求，主減速器結(jié)構(gòu)復(fù)雜，具體表現(xiàn)在：① 結(jié)構(gòu)緊湊、機(jī)匣表面復(fù)雜；② 齒輪傳動鏈長，傳動形式多樣，包括兩級傳動(如OH-58采用錐齒輪-行星齒輪)、三級傳動(如Bell-214采用錐齒輪-兩級行星齒輪)、四級傳動(如SA-321采用斜齒輪-錐齒輪-兩級行星齒輪)等方式；③ 內(nèi)部齒輪種類繁多，通常包括錐齒輪和行星輪系，如圖1所示。

圖1 UH-60直升機(jī)主減速器結(jié)構(gòu)示意圖[9]Fig.1 Structure diagram of UH-60 helicopter main gearbox[9]

1.2 主減速器噪聲

由于主減速器的結(jié)構(gòu)和功能特點，其在工作時同時承受發(fā)動機(jī)和旋翼力矩等外部激勵，以及齒輪嚙合剛度、傳遞誤差、沖擊等內(nèi)部激勵，最終在齒輪、齒輪軸、軸承和機(jī)匣(統(tǒng)稱齒輪系統(tǒng))上耦合形成復(fù)雜的機(jī)械振動并向外輻射噪聲。

作為旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)，主減速器噪聲具有典型的周期性特征，可通過譜分析法進(jìn)行表征。圖2給出了OH-58直升機(jī)在飛行狀態(tài)下測得的主減速器機(jī)匣表面振動及其輻射噪聲，由此看出主減速器齒輪嚙合頻率及其倍頻的振動和噪聲幅值明顯。

圖2 OH-58直升機(jī)主減速器振動和噪聲測試結(jié)果[12]Fig.2 Vibration and noise test results of OH-58 helicopter main gearbox[12]

1.3 主減速器噪聲傳遞

主減速器噪聲向機(jī)艙的傳遞路徑可分為兩部分。

1) 內(nèi)部傳遞路徑，包括：① 空氣傳遞，齒輪嚙合噪聲直接輻射至機(jī)匣，通過機(jī)匣或安裝間隙向外傳遞；② 結(jié)構(gòu)傳遞，齒輪嚙合振動依次通過齒輪輪齒、齒輪輪體、齒輪軸、軸承激勵機(jī)匣，引起機(jī)匣產(chǎn)生振動并向外輻射噪聲。

2) 外部傳遞路徑，包括：① 空氣傳遞，機(jī)匣輻射噪聲在主減艙內(nèi)產(chǎn)生混響聲場，后通過空氣直接傳遞到艙壁或孔洞位置，引起艙內(nèi)噪聲；② 結(jié)構(gòu)傳遞，機(jī)匣振動通過主減速器與機(jī)體之間的連接結(jié)構(gòu)傳遞到艙壁，激勵框、梁、蒙皮同時振動，引起艙內(nèi)輻射噪聲。

圖3給出了典型直升機(jī)艙內(nèi)噪聲頻譜圖，可以看出主減速器齒頻及其倍頻噪聲譜幅值明顯，是影響艙內(nèi)A計權(quán)噪聲水平的主要原因，且因軸頻調(diào)制原因，邊帶線譜同樣不可忽略。為提高艙內(nèi)乘坐舒適度，主減速器多頻或?qū)掝l降噪需求強(qiáng)烈，噪聲控制難度增加。

圖3 典型直升機(jī)艙內(nèi)噪聲譜示意圖[13]Fig.3 Schematic diagram of typical helicopter cabin noise spectra[13]

2 主減速器噪聲源控制技術(shù)發(fā)展

主減速器噪聲源控制技術(shù)即從噪聲源頭出發(fā)，通過控制其振動和噪聲向機(jī)身傳遞，降低或改變直升機(jī)艙內(nèi)主減速器噪聲特性。目前，國內(nèi)外已發(fā)展出了較為完整的主減速器噪聲控制技術(shù)，包括被動、半主動、主動3種典型控制方法，覆蓋齒輪、齒輪軸、軸承和機(jī)匣結(jié)構(gòu)。不同控制方法涉及多學(xué)科領(lǐng)域交叉，控制原理、實現(xiàn)方式、降噪效果、技術(shù)難點各不相同，本節(jié)對此進(jìn)行簡單歸納總結(jié)。

2.1 被動控制技術(shù)

被動控制技術(shù)主要是不借助外界能量輸入即可實現(xiàn)主減速器降噪。按控制方式，被動控制技術(shù)可分為結(jié)構(gòu)優(yōu)化、阻振、吸振和隔振等方式；根據(jù)控制位置，被動控制技術(shù)可進(jìn)一步分為齒輪控制技術(shù)、齒輪軸控制技術(shù)、軸承控制技術(shù)和機(jī)匣控制技術(shù)。

2.1.1 齒輪控制

國外已有大量研究表明，利用結(jié)構(gòu)設(shè)計改變輪齒類型、材料、齒數(shù)、表面粗糙度等參數(shù)，可改善齒輪嚙合剛度、靜態(tài)傳動誤差、摩擦等傳動特性，進(jìn)而影響齒輪嚙合噪聲頻率和幅值。其中，Oswald等通過試驗證明齒輪嚙合重合度增加58%，其輻射噪聲可降低2 dB；Sikorsky公司則通過齒輪精加工實現(xiàn)了S-76C主減速器一階齒輪嚙合頻率振動降低7 dB。另外，針對行星齒輪傳動，還發(fā)展出了一種相位調(diào)諧理論，可通過改善齒輪參數(shù)與動態(tài)特性之間的映射關(guān)系實現(xiàn)降噪。

除上述輪齒設(shè)計，齒輪輪體結(jié)構(gòu)同樣影響噪聲傳遞，可通過材料、尺寸、隔振、吸振、阻振等結(jié)構(gòu)設(shè)計控制輪齒激勵傳遞。例如，Boeing公司通過在太陽輪內(nèi)安裝吸振器，實現(xiàn)了CH-47C主減速器機(jī)匣振動衰減2～7 dB。當(dāng)然，還可通過輪齒和輪體共同設(shè)計形成新構(gòu)型齒輪，以獲得更優(yōu)的降噪效果。1993年，美國麥道公司即提出了采用面齒輪新構(gòu)型的傳動概念，其嚙合重合度大，傳動誤差小，因此噪聲更低，結(jié)合功率分流等傳動設(shè)計，可實現(xiàn)AH-64主減速器綜合降噪近10 dB，被譽(yù)為“21世紀(jì)旋翼機(jī)傳動的希望”。

但由于上述控制技術(shù)均基于齒輪嚙合的關(guān)系事實，降噪效果有限。為實現(xiàn)低噪聲傳遞，可嘗試從根本上改變這種傳動關(guān)系，故美國國家航空航天局(NASA)提出了新型磁性齒輪傳動概念，利用磁力實現(xiàn)齒輪的非接觸性傳動，具有較低的嚙合剛度，振動低、噪聲小。目前，NASA研究團(tuán)隊已基于X-57完成了3個磁性齒輪原理樣件，正基于某四旋翼機(jī)開展PT-4樣件研制，或為未來電動旋翼機(jī)提供環(huán)保、舒適的傳動方式。

中國在齒輪構(gòu)型、材料、相位調(diào)諧、加工質(zhì)量、安裝誤差等方面也開展了噪聲研究。例如，2015年，南京航空航天大學(xué)陳宏尚提出了一種微穿孔腹板面齒輪降噪新方法，利用亥姆霍茲共振原理進(jìn)行機(jī)匣內(nèi)部吸聲，并通過原理性試驗實現(xiàn)了機(jī)匣內(nèi)部降噪2 dB，外部降噪1 dB。但相比噪聲性能，中國更關(guān)注面齒輪和磁性齒輪等國外新構(gòu)型的傳遞效率、重量、尺寸等性能。當(dāng)然，中國也嘗試了新構(gòu)型齒輪的自主研制?；趪?63計劃“先進(jìn)直升機(jī)技術(shù)”課題，中國直升機(jī)設(shè)計研究所(602所)聯(lián)合合肥工業(yè)大學(xué)進(jìn)行了用于某直升機(jī)主減速器的新型微線段齒輪性能研究；試驗結(jié)果表明，相比傳統(tǒng)的漸開線齒輪，該構(gòu)型接觸強(qiáng)度更優(yōu)、傳動更平穩(wěn)，可實現(xiàn)0～5 000 Hz振動降低80%；目前，該團(tuán)隊正不斷完善研究，其降噪性能也有待進(jìn)一步探索。

2.1.2 齒輪軸和軸承控制

齒輪軸和軸承是齒輪振動向機(jī)匣傳遞的單一傳遞路徑，齒輪激振力以軸向力、橫向力和扭轉(zhuǎn)力矩的方式激勵齒輪軸，產(chǎn)生振動響應(yīng)激勵軸承并引起機(jī)匣振動。因此，齒輪軸和軸承的振動特性間接影響主減速器齒輪嚙合噪聲特性。對此，最直接的控制方式是利用結(jié)構(gòu)設(shè)計，改變軸和軸承的剛度、質(zhì)量和阻尼特性，降低目標(biāo)頻率或頻帶內(nèi)的振動。20世紀(jì)70年代，Westland公司即通過調(diào)整軸承位置和剛度，同時改變軸的剛度和質(zhì)量分布來避免齒輪系統(tǒng)共振，進(jìn)而降低系統(tǒng)在齒輪嚙合頻率附近的振動響應(yīng)。21世紀(jì)以來，一些新興的控制技術(shù)得以發(fā)展。例如，美國馬里蘭大學(xué)和賓州州立大學(xué)分別將軸和軸承設(shè)計成阻抗周期變化的新型結(jié)構(gòu)，利用周期結(jié)構(gòu)的寬頻阻帶特性控制振動傳遞，使試驗臺軸承座在900～2 000 Hz范圍內(nèi)振動衰減10～20 dB，但由于空間、剛度等的限制，該方法很難直接用于直升機(jī)主減速器。美國托萊多大學(xué)則提出一種新型流體膜軸承代替滾動軸承，提高系統(tǒng)阻尼特性，實現(xiàn)寬頻降噪；該構(gòu)型已通過NASA齒輪傳動試驗臺試驗驗證，噪聲衰減超過10 dB。此外，隨著新材料的發(fā)展，壓電材料、單晶材料或磁致伸縮材料等智能材料也被用于軸承減振環(huán)設(shè)計，結(jié)合分流阻尼電路，回收軸承振動能量，并向軸承施加寬帶阻尼，其減振有效性已通過試驗臺初步驗證。

中國對該領(lǐng)域的研究主要集中在21世紀(jì)。其中，西北工業(yè)大學(xué)宋云強(qiáng)等通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化實現(xiàn)了齒輪軸固有頻率和齒輪嚙合頻率避讓，避免共振放大振動噪聲；河南科技大學(xué)聯(lián)合中國航發(fā)湖南動力機(jī)械研究所(608所)對某型主減速器軸承座開展了阻尼結(jié)構(gòu)設(shè)計，通過附加10 mm阻尼實現(xiàn)了機(jī)匣嚙合頻率處振動加速度衰減13%；南京航空航天大學(xué)則從軸承黏彈性減振器和壓電減振環(huán)設(shè)計等方面進(jìn)行研究；以上研究為中國直升機(jī)低噪聲設(shè)計提供了技術(shù)支撐。

值得注意的是，軸承在工作時內(nèi)部滾動體與保持架之間相互作用也會形成撞擊、嘯叫、摩擦等寬頻噪聲，可通過改變軸承類型、提高加工精度、改善裝配關(guān)系等被動方法影響主減速器總體噪聲。

2.1.3 機(jī)匣控制

機(jī)匣是影響主減速器噪聲的最后一道關(guān)卡，一般由多個不同厚度薄板組成，可同時承受齒輪、齒輪軸和軸承等的振動和噪聲激勵，形成表面振動及輻射噪聲。典型的結(jié)構(gòu)設(shè)計、隔聲、隔振、阻振、吸振等措施均可實現(xiàn)機(jī)匣降噪。20世紀(jì)70年代，美國Badgley和Chiang通過機(jī)匣結(jié)構(gòu)設(shè)計實現(xiàn)了UH-1D和CH-47主減速器行星齒輪嚙合頻率降噪達(dá)11 dB；同年，Boeing公司采用了機(jī)匣吸振設(shè)計，但噪聲衰減僅0～2 dB。另外，隨著復(fù)合材料用于直升機(jī)主減速器，其潛在的降噪特性也被研究，試驗結(jié)果表明該措施既能減重又能降噪。相比之下，隔聲降噪更加明顯，李潤方和王建軍指出商用直升機(jī)上廣泛采用封閉隔聲裝置，降噪效果可達(dá)25 dB。此外，機(jī)匣隔振設(shè)計同樣得到應(yīng)用，國外某些機(jī)型采用了層壓彈性軸承抑制主減速器與機(jī)身間結(jié)構(gòu)聲傳遞。2014年，Bell直升機(jī)公司還特別申請了一種新型層壓彈性減振器專利，可通過氣體填充限制彈性材料移動，進(jìn)而改變減振器的等效剛度。阻振技術(shù)也得到嘗試，某型直升機(jī)甚至在主減速器齒輪齒圈表面、齒輪空心軸內(nèi)部、殼體表面等位置均粘貼或填充了阻尼材料，但該技術(shù)會帶來重量增加、阻礙散熱、掩蓋結(jié)構(gòu)損傷等問題。

中國對機(jī)匣控制技術(shù)的研究起步較晚，在結(jié)構(gòu)優(yōu)化、阻振、隔振等方面開展了一些研究。例如，2016年，北京航空航天大學(xué)張琳等針對直升機(jī)主減速器機(jī)匣，基于面板噪聲貢獻(xiàn)量，提出了結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計方案，仿真降噪效果達(dá)5 dB。2019年，胡航等通過機(jī)匣加筋實現(xiàn)其360 Hz輻射噪聲降低7 dB。近幾年，隨著聲子晶體研究熱度增加，中國不斷關(guān)注機(jī)匣周期隔振研究；其中，南京航空航天大學(xué)的陸洋團(tuán)隊已通過模型機(jī)試驗證明基于金屬和橡膠材料的主減周期撐桿可有效隔離機(jī)匣振動向機(jī)身傳遞，實現(xiàn)艙內(nèi)500～2 000 Hz寬頻降噪超過10 dB，目前該團(tuán)隊正積極推進(jìn)其在型號上的應(yīng)用。

2.2 主動/半主動控制技術(shù)

主動控制技術(shù)是通過安裝作動器，利用有源控制方法向安裝位置施加次級力，進(jìn)而抵消傳遞路徑中的力和力矩，最終實現(xiàn)降噪。半主動控制技術(shù)與主動控制技術(shù)相似，區(qū)別在于僅通過少量能量改變結(jié)構(gòu)的剛度或阻尼等參數(shù)來減少結(jié)構(gòu)振動或噪聲響應(yīng)。上述兩種控制技術(shù)同樣可按控制位置進(jìn)行區(qū)分。

2.2.1 齒輪控制

主動控制技術(shù)在齒輪上應(yīng)用的可行性已得到初步探索。2000年，Chen和Brennan通過在齒輪腹板上安裝主動作動器，施加次級力并抵消齒輪嚙合力和力矩，試驗結(jié)果表明，250 Hz齒輪嚙合頻率處的角加速度降低了7.5 dB。2004年，Guan等提出齒輪-軸半主動控制概念，通過在齒輪和軸之間安裝壓電作動器，利用半主動控制抑制齒輪副的扭轉(zhuǎn)振動向齒輪軸傳遞。國內(nèi)南京航空航天大學(xué)Li等則在2019年進(jìn)一步提出利用主動控制改變面齒輪腹板的周向變形，進(jìn)而影響齒輪的靜態(tài)傳動誤差和嚙合力幅值。然而，以上方案在實施過程中需要考慮齒輪的旋轉(zhuǎn)以及空間限制等問題，工程應(yīng)用可行性有待提高。

2.2.2 齒輪軸和軸承控制

主動/半主動振動控制技術(shù)在齒輪軸和軸承上的應(yīng)用同樣被探究。早在1988年，美國Palazzolo和Kascak即提出通過壓電推桿和反饋控制提高旋轉(zhuǎn)軸在轉(zhuǎn)子諧振頻率下的阻尼特性，并在NASA某航空發(fā)動機(jī)試驗臺上驗證了其高頻減振性能；隨后，該團(tuán)隊進(jìn)一步與NYMA公司合作研究了壓電作動器和前饋控制對齒輪嚙合振動的抑制作用，并通過試驗實現(xiàn)了機(jī)匣4 500 Hz齒輪嚙合頻率振動衰減12 dB。在此基礎(chǔ)上，1999年，Rebbechi等參考直升機(jī)主減速器主動撐桿控制經(jīng)驗，提出采用磁致伸縮作動器和自適應(yīng)前饋控制主動隔離齒輪軸振動向機(jī)匣傳遞，并在試驗臺試驗中實現(xiàn)了減速器1 m遠(yuǎn)處一階齒輪嚙合頻率噪聲衰減5～10 dB。此后，研究人員從控制策略、作動器設(shè)計、安裝位置、試驗驗證等方面相繼對主動控制技術(shù)在軸上的應(yīng)用可行性和有效性進(jìn)行了詳細(xì)的研究。其中，2004年，美國馬里蘭大學(xué)的Toso等提出了主動周期軸新概念，通過主動調(diào)整周期單元的阻抗特性實現(xiàn)軸的寬頻隔振；2016年，Zhao等則專門設(shè)計了一種可隨軸旋轉(zhuǎn)的壓電式旋轉(zhuǎn)慣性作動器，能在主動或被動控制下實現(xiàn)齒輪中高頻隔振。國內(nèi)以重慶大學(xué)為代表的學(xué)校機(jī)構(gòu)也在該領(lǐng)域進(jìn)行了一些研究，包括齒輪軸主動控制策略和控制算法等，但缺乏以直升機(jī)為背景的進(jìn)一步工程研究。

軸承控制研究則相對較晚。2010年，Pinte等通過在軸承外安裝4個壓電疊堆作動器，利用有源控制在400～1 000 Hz頻率范圍內(nèi)實現(xiàn)了最大減振40 dB、降噪20 dB的效果。2011年，Dimofte和Hendricks提出可利用壓電等材料形成主動流體膜軸承，引入外力改變軸承輪廓，進(jìn)而影響其動態(tài)性能。2016年，Yogaraju等則進(jìn)一步提出基于形狀記憶合金和半主動控制，改變軸頸軸承的橢圓度來改善其等效剛度和阻尼。中國在該方面研究較少，2017年，南京航空航天大學(xué)的宋非非基于壓電疊堆材料設(shè)計了一種新型軸承減振環(huán)，并利用濾波最小均方(Filtered-x Least Mean Square，F(xiàn)x-LMS)算法初步完成了其減振性能仿真驗證，為主減速器等高速旋轉(zhuǎn)機(jī)械提供了減振降噪新思路。

2.2.3 機(jī)匣控制

機(jī)匣控制技術(shù)則主要集中在其支撐結(jié)構(gòu)上，可利用安裝在撐桿或支架上的主動作動器引入次級力，抑制機(jī)匣中高頻振動向機(jī)身傳遞，從而實現(xiàn)艙內(nèi)降噪。該概念最早由美國UTC公司在1992年提出，該公司設(shè)計了一種新型直升機(jī)主動噪聲控制系統(tǒng)，其降噪有效性已在1998年S-76飛行試驗中得到驗證。此后，該技術(shù)在過去的20多年里發(fā)展迅速，通過了BK117、A109、Bell407等機(jī)型的大量地面和飛行試驗驗證，艙內(nèi)降噪效果明顯。例如，2006年，Eurocopter公司通過安裝在BK117主減速器支撐桿上的壓電疊堆作動器，結(jié)合窄帶多通道Fx-LMS控制系統(tǒng)，實現(xiàn)了4個齒頻處的機(jī)身減振和艙內(nèi)降噪，最高諧波1 900 Hz處的加速度衰減甚至達(dá)到19.5 dB。而且，相比被動的橡膠彈性隔振，該技術(shù)更能有效實現(xiàn)機(jī)匣隔振，且具有自適應(yīng)、多諧波控制等優(yōu)勢。

國內(nèi)南京航空航天大學(xué)的顧仲權(quán)團(tuán)隊從20世紀(jì) 末也開展了該技術(shù)的研究，2016年，陸洋團(tuán)隊提出了一種離散滑模預(yù)測控制方法，并基于模型機(jī)試驗證明了該技術(shù)的降噪有效性，艙內(nèi)多齒輪諧波降噪達(dá)15～30 dB，但目前尚未在中國的直升機(jī)型號上得到驗證。

上述控制技術(shù)潛在降噪效果喜人，但距離實際應(yīng)用尚存在一些技術(shù)難關(guān)需要攻克，包括安裝空間、支撐剛度、控制穩(wěn)定性、維護(hù)等問題。鑒于這些原因，目前齒輪、齒輪軸和軸承主動/半主動控制方式并沒有在真實直升機(jī)上進(jìn)行嘗試，但可為實現(xiàn)主減速器寬頻降噪提供技術(shù)途徑；機(jī)匣主動隔振技術(shù)由于不需改變原有結(jié)構(gòu)，更易滿足直升機(jī)裝機(jī)條件，其降噪能力已通過國外型號驗證，但目前所展現(xiàn)的通用性較差，僅用于特定情況下的降噪方案補(bǔ)充。

2.3 綜合控制技術(shù)

實際上，上述各組件的控制技術(shù)同時會帶來整個系統(tǒng)噪聲特性的改變，為提高降噪效果，應(yīng)從整個系統(tǒng)的噪聲分析出發(fā)，完成齒輪系統(tǒng)綜合降噪設(shè)計工作。因此，綜合控制技術(shù)可分為噪聲分析和降噪設(shè)計兩方面。前者包括齒輪系統(tǒng)的建模和分析，基于分析結(jié)果可詳細(xì)了解主減速器的傳動系統(tǒng)及結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的動態(tài)響應(yīng)及傳遞過程，掌握噪聲主要影響參數(shù)，進(jìn)而指導(dǎo)結(jié)構(gòu)設(shè)計和優(yōu)化；后者則包括降噪方法的選擇、設(shè)計和驗證，最終實現(xiàn)源頭降噪。

目前，已有分析模型可分為線性和非線性、時變和時不變模型，其復(fù)雜、非線性等特征導(dǎo)致模型求解困難，由此，國外形成了理論分析法、數(shù)值仿真法、試驗法、仿真與試驗混合法等求解方法。但相比常規(guī)減速器，直升機(jī)主減速器的傳動鏈更長、部件數(shù)量及種類更多，導(dǎo)致非線性影響因素增加，噪聲分析難度提高。20世紀(jì)70年代開始，國外NASA研究中心以及Westland、Boeing、Sikorsky、Eurocopter等公司在該領(lǐng)域進(jìn)行了大量的研究，形成了較為完整的直升機(jī)齒輪傳動系統(tǒng)振動和噪聲建模分析和試驗測試體系。

隨后，國外從事直升機(jī)傳動系統(tǒng)研發(fā)的一些機(jī)構(gòu)基于大量噪聲模型和實測數(shù)據(jù)，綜合各種被動控制措施，開展了傳動系統(tǒng)綜合被動控制設(shè)計。其中，美國推進(jìn)的“先進(jìn)旋翼機(jī)傳動系統(tǒng)研究計劃(ART)”和“面向21世紀(jì)的旋翼機(jī)傳動系統(tǒng)研究計劃(RDS-21)”項目研究成果已成功應(yīng)用到RAH-66、AH-64、CH-47和無人武裝直升機(jī)等機(jī)型中，不僅使主減速器傳動性能得到改善，降噪效果同樣顯著。例如，AH-64主減速器綜合被動控制方案包括齒輪和機(jī)匣新材料、面齒輪新構(gòu)型、傳動路徑優(yōu)化設(shè)計、先進(jìn)的潤滑系統(tǒng)以及可靠的系統(tǒng)設(shè)計方法等，可實現(xiàn)系統(tǒng)減重40%，降噪9.6 dB。21世紀(jì)以來，隨著行業(yè)發(fā)展，國外對主減速器等傳動系統(tǒng)的研制正在向高速、傾轉(zhuǎn)、變轉(zhuǎn)速、電傳動等方面拓展，為直升機(jī)主減速器降噪帶來了新的機(jī)遇。例如，Boeing公司的無人機(jī)A160T變速箱采用了兩擋變速切換，可實現(xiàn)低功率巡航，而這必然影響其噪聲水平。

中國對該領(lǐng)域研究較晚，借鑒常規(guī)減速器研究經(jīng)驗，已開展了不少針對直升機(jī)主減速器系統(tǒng)的動力學(xué)基礎(chǔ)研究工作。例如，2014年，合肥工業(yè)大學(xué)在國家863計劃“先進(jìn)直升機(jī)技術(shù)”課題中對某型主減速器行星輪系進(jìn)行了建模和動特性參數(shù)分析，可支撐后續(xù)降噪設(shè)計；與此同時，南京航空航天大學(xué)與608所進(jìn)行了“傳動系統(tǒng)動力學(xué)分析技術(shù)研究”項目合作，初步開展了主減速器總體動力學(xué)建模及動特性評估，助力中國主減速器總體設(shè)計。此外，針對主減速器噪聲的試驗法同樣被研究。例如，2016年，湖南科技大學(xué)蔣玲莉等提出了一種直升機(jī)傳動系統(tǒng)振動噪聲綜合試驗臺；2019年，602所基于運(yùn)行工況下傳遞路徑分析(Operational Transfer Paths Analysis，OTPA)方法分析了某現(xiàn)役直升機(jī)艙內(nèi)噪聲測試結(jié)果，并評估了主減速器結(jié)構(gòu)聲對艙內(nèi)噪聲的貢獻(xiàn)。盡管如此，中國還是處于自主研制主減速器的起步階段，尚未做到對齒輪系統(tǒng)振動及噪聲特性的準(zhǔn)確評估，也缺乏綜合降噪設(shè)計。

結(jié)合上述描述，圖4簡單總結(jié)了現(xiàn)有直升機(jī)主減速器噪聲源控制技術(shù)的種類及其技術(shù)成熟度(Technology Readiness Index，TRL)。由此可以看出，該領(lǐng)域國內(nèi)外噪聲控制技術(shù)多樣，且隨著新技術(shù)、新材料、新構(gòu)型的不斷嘗試，已發(fā)展出了高成熟度的噪聲控制技術(shù)。

圖4 典型直升機(jī)主減速器噪聲源控制技術(shù)Fig.4 Typical noise source control technologies for helicopter main gearbox

2.4 國內(nèi)外對比分析

進(jìn)一步對國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)行對比分析，以發(fā)現(xiàn)中國在該領(lǐng)域的研究差距，具體總結(jié)如下：

1) 噪聲要求方面。早在20世紀(jì)80年代末，國外就提出了明確的降噪要求。典型代表為1988年美國NASA和軍方在“ART”項目中提出了降10 dB和“RDS-21”中再降15 dB的要求，且明確要求完成部件級試驗。對此，Sikorsky、Bell等合作公司均達(dá)標(biāo)。相比之下，中國研究少、起步晚、成果少，雖在1996年制定的GJBz 20355 中給出了軍用直升機(jī)內(nèi)部噪聲限值，但并未具體到各系統(tǒng)，現(xiàn)有的主減速器設(shè)計流程中也缺少明確的噪聲指標(biāo)要求和噪聲試驗測試要求。

2) 噪聲分析方面。國外在該領(lǐng)域的研究數(shù)量遠(yuǎn)超中國， 中國在噪聲實測數(shù)據(jù)分析和仿真預(yù)測方面和國外差距明顯。例如，國外從20世紀(jì)七八十年代就開始注重提取主減速器噪聲實測數(shù)據(jù)，并明確了齒輪噪聲傳遞路徑、關(guān)鍵影響因素及其對艙內(nèi)噪聲的貢獻(xiàn)；且在20世紀(jì)90年代已基于有限元法等實現(xiàn)了AH-64等主減速器噪聲的準(zhǔn)確預(yù)測，并成功指導(dǎo)其新型齒輪傳動設(shè)計。相比之下，中國在該領(lǐng)域研究較少，“十二五”至今，602所等僅開展了少量含有主減速器噪聲數(shù)據(jù)的型號飛行測試，且噪聲源信號難以剝離，測試位置和工況也偏少，難以支撐下一步傳動設(shè)計；在綜合噪聲預(yù)測方面則基本空白，雖開展了少量振動性能預(yù)測，但缺乏系統(tǒng)試驗驗證。

3) 噪聲控制方面。國外已多維度開展了主減速器降噪設(shè)計，嘗試了多種結(jié)構(gòu)優(yōu)化策略和附加噪聲控制措施(如吸振、阻振、隔振)，探索了新型主動/半主動控制手段等。經(jīng)過40多年的研究，已證實綜合被動控制技術(shù)在實現(xiàn)主減速器小重量、低噪聲、大承載等方面成效顯著，且技術(shù)成熟度高，已在真實直升機(jī)上得到應(yīng)用。而且，業(yè)內(nèi)協(xié)同發(fā)展，進(jìn)展迅速。例如，美國“ART”項目從合同簽訂至實現(xiàn)主減速器減重23%、降低10 dB目標(biāo)僅5年，涉及NASA、麥道、UTC、Sikorsky、Bell等多家企業(yè)及加工廠。相比之下，中國目前還處在傳動系統(tǒng)總體設(shè)計技術(shù)的提升階段，更加注重傳遞效率、重量等性能；噪聲方面研究則以高校為主，且研究方向多為國外降噪概念的延伸和拓展，控制手段雖涉及較多，但技術(shù)成熟度普遍偏低。

4) 噪聲試驗方面。國外在噪聲試驗方面的研究也較為成熟，已針對噪聲分析和不同控制手段，形成了專門的實驗室或地面試驗臺和測試方法。特別是美國NASA研究中心，20世紀(jì)70年代開始搭建直升機(jī)傳動試驗臺，并在過去幾十年里多次更新并成功用于新型傳動研制和噪聲測試。中國在該方面雖展開了一些系統(tǒng)試驗臺搭建，如湖南科技大學(xué)雖提出了振動噪聲試驗臺，但目前在公開文獻(xiàn)中缺少實際噪聲測試應(yīng)用。

由此可知，目前國外已針對直升機(jī)主減速器噪聲源形成了系統(tǒng)的噪聲分析、控制和試驗技術(shù)，可支撐不同型號、不同降噪手段研制，且噪聲設(shè)計已成為先進(jìn)主減速器的考核指標(biāo)之一；而中國該領(lǐng)域雖不斷發(fā)展，但與國外差距較大，需繼續(xù)發(fā)展以滿足日益增長的市場需求。

3 未來主減速器噪聲源控制技術(shù)發(fā)展展望

主減速器噪聲源控制技術(shù)是改善直升機(jī)艙內(nèi)噪聲環(huán)境的關(guān)鍵技術(shù)儲備。隨著中國直升機(jī)艙內(nèi)乘坐舒適需求增加以及重型機(jī)等新機(jī)型的不斷發(fā)展，該技術(shù)發(fā)展需求逐漸強(qiáng)烈。這是因為受有效載荷和續(xù)航等需求限制，艙內(nèi)降噪設(shè)備增重有限；另一方面市場舒適度要求提高，大功率直升機(jī)的艙內(nèi)降噪設(shè)備需求增加；最終導(dǎo)致僅通過傳統(tǒng)的艙內(nèi)吸/隔聲等降噪策略難以滿足降噪需求。相比之下，噪聲源控制可在有限增重甚至不增重的情況下同時滿足載荷和降噪需求?；谶@一原因，有必要發(fā)展適用于中國直升機(jī)市場的主減速器噪聲源控制技術(shù)體系，借鑒當(dāng)前國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀，可從以下幾方面進(jìn)行發(fā)展。

3.1 噪聲分析技術(shù)

噪聲分析技術(shù)為實現(xiàn)主減速器噪聲控制設(shè)計提供依據(jù)。通過理論和試驗分析可掌握主減速器齒輪系統(tǒng)各組件動態(tài)振動響應(yīng)、組件間振動傳遞關(guān)系以及機(jī)匣噪聲輻射特性，進(jìn)而識別影響噪聲水平及其傳遞的關(guān)鍵因素，最終正向指導(dǎo)結(jié)構(gòu)設(shè)計以實現(xiàn)艙內(nèi)降噪。以下給出一些研究方向：

1) 噪聲預(yù)測?；谛吞枺芯恐鳒p速器噪聲簡化建模方法，可參考有限元、統(tǒng)計能量等方法，形成建模準(zhǔn)則；結(jié)合國外已有的多種噪聲分析方法，研究快速、精確的噪聲預(yù)測流程和方法，形成噪聲預(yù)估程序，匹配中國主減速器總體設(shè)計進(jìn)度；研究不同構(gòu)型主減速器噪聲關(guān)鍵影響因素，總結(jié)規(guī)律，指導(dǎo)降噪設(shè)計。

2) 實測數(shù)據(jù)分析。摸清中國主減速器噪聲水平現(xiàn)狀；研究主減速器內(nèi)部及外部噪聲傳遞路徑分析方法，指導(dǎo)噪聲測試工況和傳感器布置策略；研究主減速器噪聲源識別技術(shù)，如聲強(qiáng)技術(shù)和聲全息技術(shù)等在復(fù)雜噪聲源上的應(yīng)用；研究基于噪聲數(shù)據(jù)的主減速器故障診斷技術(shù)。

3) 噪聲指標(biāo)要求。研究主減速器噪聲性能與其傳動性能、疲勞、可靠性等的關(guān)系，探索將主減速器噪聲指標(biāo)作為其先進(jìn)性考核指標(biāo)的可行性。結(jié)合現(xiàn)有噪聲評價方法，研究適用于主減速器噪聲源的噪聲指標(biāo)形式。結(jié)合艙內(nèi)降噪等需求，研究主減速器噪聲指標(biāo)的制定方法。

3.2 噪聲控制技術(shù)

噪聲控制技術(shù)為實現(xiàn)主減速器噪聲控制提供技術(shù)途徑，以下給出一些研究方向：

1) 被動控制技術(shù)。研究用于降噪的齒輪、機(jī)匣等的結(jié)構(gòu)設(shè)計或優(yōu)化方法；持續(xù)提高新構(gòu)型(如磁性齒輪、流體膜軸承)、新技術(shù)、新材料等在主減速器傳動中的降噪性能和技術(shù)成熟度；研究在主減速器源頭處附加噪聲控制措施(如阻振、吸振、隔振)的優(yōu)化設(shè)計方法，進(jìn)一步提高降噪效果。

2) 主動/半主動控制技術(shù)。研究智能材料(如壓電、磁致伸縮)等在主減速器不同位置、不同控制方法(有源或無源控制)下抑制主減速器輻射噪聲的能力。持續(xù)發(fā)展可行的主動控制作動器、控制算法、控制策略，解決安裝、可靠性、穩(wěn)定性、功率不足等問題。隨著智能化和數(shù)字化的發(fā)展，未來或能通過自適應(yīng)主動控制直接解決噪聲源或艙內(nèi)噪聲問題。

3) 綜合控制技術(shù)。中國應(yīng)重點關(guān)注主減速器噪聲源的綜合被動控制技術(shù)，在噪聲分析的基礎(chǔ)上，綜合開展傳動構(gòu)型、齒輪、機(jī)匣等的結(jié)構(gòu)設(shè)計，發(fā)展先進(jìn)的材料、潤滑和加工工藝技術(shù)，推進(jìn)未來主減速器向輕量化、小型化、高效率和低噪聲方向發(fā)展。

3.3 噪聲試驗技術(shù)

主減速器噪聲試驗技術(shù)既是理論分析方法和噪聲控制技術(shù)的有效驗證手段，也是掌握主減速器振動噪聲特性的直接方法，對主減速器噪聲源控制技術(shù)的發(fā)展至關(guān)重要。試驗技術(shù)發(fā)展可從測試環(huán)境和測試方法兩方面著手，可從以下幾方面進(jìn)行研究：

1) 測試環(huán)境。針對不同型號特點，根據(jù)不同設(shè)計階段需求，搭建噪聲控制設(shè)計的成熟度提升驗證環(huán)境，研究不同零部件和分系統(tǒng)噪聲試驗臺搭建方案；研究不同工況(如高寒、高速、大載荷)下發(fā)動機(jī)動力和旋翼負(fù)載等的環(huán)境模擬方法；探索噪聲試驗臺與靜力、疲勞等試驗環(huán)境合并的可行性。

2) 測試方法。針對噪聲性能分析或驗證需要，研究針對零部件、分系統(tǒng)和整機(jī)系統(tǒng)的噪聲測試方法，規(guī)范測試狀態(tài)、測點位置、數(shù)據(jù)記錄方式等；研究在復(fù)雜環(huán)境中識別主減速器噪聲的測試技術(shù)，如聲強(qiáng)法等。

噪聲設(shè)計可與靜力、疲勞等并行發(fā)展，納入整機(jī)設(shè)計流程，形成更加完善的主減速器設(shè)計體系，支撐后續(xù)變轉(zhuǎn)速、傾轉(zhuǎn)、重型等下一代環(huán)保、舒適性直升機(jī)設(shè)計。

4 結(jié) 論

直升機(jī)主減速器噪聲源控制技術(shù)多種多樣，通過合理設(shè)計，可同時滿足主減速器承載、重量、尺寸、成本、降噪等多種設(shè)計需求，性價比高，對改善直升機(jī)艙內(nèi)噪聲環(huán)境具有極強(qiáng)的吸引力。通過本文歸納總結(jié)得到以下結(jié)論：

1) 基于齒輪、齒輪軸、軸承和機(jī)匣等的結(jié)構(gòu)優(yōu)化和路徑設(shè)計等技術(shù)，對主減速器進(jìn)行綜合、系統(tǒng)設(shè)計，是實現(xiàn)主減速器穩(wěn)定、多頻甚至寬頻降噪的有效途徑。

2) 隨著降噪需求增加，新興控制技術(shù)需要發(fā)展，如主動、半主動控制方法，但這類技術(shù)尚需克服一些技術(shù)難點，如作動器功率、安裝空間、穩(wěn)定性等問題。此外，新型齒輪、軸承等結(jié)構(gòu)的發(fā)展為低噪聲主減速器設(shè)計提供新思路，可實現(xiàn)零增重，前景較好。

3) 齒輪系統(tǒng)降噪設(shè)計難度大，可通過發(fā)展預(yù)測模型、控制方法和試驗技術(shù)等方面，形成系統(tǒng)設(shè)計體系，實現(xiàn)自主、正向設(shè)計，推進(jìn)低噪聲主減速器研制。