飛機機體表面聲壓及艙內降噪優化設計

李晨曦 胡 瑩 韓 峰 徐俊偉 趙華勇 何立燕

(中國商飛上海飛機設計研究院 上海 201210)

0 引言

隨著乘坐飛機出行頻率的增加和乘坐時間的延長，乘客對民用客機客艙內的噪聲要求越來越高。客艙內聲環境的舒適性越來越成為各大民航客機制造商關注的要點，也成為客機商業競爭能力的重要指標[1?2]。商用客機的艙內聲學設計也成為聲學領域研究的熱點之一。飛機飛行時，艙內的噪聲是由多個不同的噪聲源以及不同特征頻譜共同產生的[3]。這些噪聲源從產生的位置可以分為外部噪聲和內部噪聲。外部噪聲包括附面層噪聲、分離湍流層噪聲、發動機風扇噪聲、發動機噴流噪聲、發動機振動噪聲等[4]。外部噪聲主要通過機體表面結構以結構聲或振動的形式傳遞到艙內。外部噪聲產生的機理比較復雜，常常是多種噪聲和振動的綜合效應[5]。因此，雖然商用客機的外部噪聲可以用計算流體力學(Computational fluid dynamics,CFD)或經驗公式來模擬，試驗仍然是準確獲得機體表面聲壓的重要方法。而外部噪聲的主要處理方法是優化傳遞路徑，即在機體表面噪聲傳遞到艙內的路徑上[6]，對機身壁板和降噪聲學包進行合理的聲學設計，以降低最終傳遞到客艙內部的噪聲。

商用客機結構復雜，對商用飛機對機身壁板和降噪聲學包進行聲學研究時，難以使用純理論模型。而商用飛機體積巨大，如果使用有限元算法(Finite element analysis,FEA)，中高頻計算量龐大，費時費力。在民用航空和船舶工業等領域，統計能量分析(Statistical energy analysis,SEA)是解決大型結構中高頻噪聲問題的常用方法之一[7]。該方法基于能量守恒的原理，對結構細節可模糊處理，計算速度快[8?9]，但其精確度取決于子系統的劃分、敏感參數的獲取以及外部聲源的輸入等因素[10]。

本文以某型號客機為研究對象，從試驗數據分析和聲學建模兩方面研究機體表面聲壓分布，及其對艙內壁板近場輻射聲壓的影響。首先根據試飛數據分析了在巡航狀態四種工況下的機體表面聲壓分布，然后利用統計能量法建立飛機客艙中后段的聲學模型，以試飛數據作為聲源輸入，研究機體表面聲壓分布對客艙內部壁板附近聲壓分布的影響，并在分析基礎上提出優化設計方案。優化設計方案的有效性通過聲學模型進行驗證。本文建立了實際飛行數據與艙內聲場仿真結果之間的關系，用實際試飛數據模擬聲源，增強統計能量法仿真的準確度；而在試飛數據的基礎上用仿真方法研究并優化客艙內部壁板附近聲場，可以驗證降噪聲學包設計方案的有效性，降低優化設計的試飛成本，提高飛機設計的經濟性。

1 飛機機體表面聲壓分布

1.1 飛行試驗和數據處理

某型號客機按表1所示的工況在不同巡航高度和巡航速度下進行飛行試驗。為采集機體外表面聲壓數據，在飛機順航向右側機體表面布設聲級計。傳聲器采集到的原始數據為時域數據。本文通過軟件對原始數據進行處理，將其轉換為頻域數據，頻率范圍為50～10000 Hz，利用三角網格差值算法繪制了外表面總聲壓級聲載荷分布云圖和發動機N1、N2 頻率對應的1/3 倍頻程頻帶上的聲壓級聲載荷分布云圖。

表1 試飛工況Table1 Operation conditions of the flight test

1.2 線性總聲壓級聲載荷分布

根據處理后的頻域數據，本文繪制了飛行試驗中四種工況對應的機體表面總聲壓級分布云圖，如圖1～圖4所示。對比發現，在整個有效測量范圍內，線性總聲壓級在后應急門前方、靠近地板處最大，并從此處向四周蔓延；而在機頭及前機身區域，線性總聲壓級在登機門后側到客艙第一舷窗之間較大。這一趨勢與波音在B777-300ER 上的測試數據相符[6]。

圖1 工況1 的線性總聲壓級云圖Fig.1 Distribution of the overall sound pressure on the aircraft surface of operation condition 1

圖2 工況2 的線性總聲壓級云圖Fig.2 Distribution of the overall sound pressure on the aircraft surface of operation condition 2

圖3 工況3 的線性總聲壓級云圖Fig.3 Distribution of the overall sound pressure on the aircraft surface of operation condition 3

圖4 工況4 的線性總聲壓級云圖Fig.4 Distribution of the overall sound pressure on the aircraft surface of operation condition 4

圖1、圖2顯示在巡航高度相同時(35000 ft)，巡航速度從0.72 Ma 增加到0.78 Ma，后應急門前方、靠近地板處的線性總聲壓級較大區域面積增加，高總聲壓級范圍向航向前方蔓延。而在機頭及前機身區域的線性總聲壓級云圖無明顯變化。在巡航高度均為30000 ft，圖3、圖4呈現類似趨勢，證明了該趨勢的可重復性。

當巡航速度均為0.72 Ma 時，圖1、圖3中不同巡航高度的云圖無明顯區別。當巡航高度均為0.78 Ma時，圖2和圖4也基本無差別?？梢娧埠礁叨葘C體表面聲壓分布無明顯影響。

1.3 發動機N1 頻率所在1/3 倍頻程聲壓級聲載荷分布

發動機噪聲是客機機體表面聲壓的主要影響因素之一。在不同的巡航飛行工況下，發動機N1頻率在86～90 Hz 之間，因此可能影響中心頻率為80 Hz和100 Hz兩個1/3倍頻程頻帶。圖5～圖8是發動機N1 頻率所在的1/3 倍頻程頻帶在工況1 到工況4 對應的聲壓級云圖，其中(a)為中心頻率為80 Hz 的1/3 倍頻程頻帶對應的云圖，(b)為中心頻率為100 Hz的1/3倍頻程頻帶對應的云圖。由云圖可以看出，中心頻率為80 Hz 的云圖與中心頻率為100 Hz 的云圖無明顯差異；在發動機N1 頻率所在的1/3 倍頻程頻帶內，機體表面聲壓在后應急門前方、靠近地板處最大；巡航速度加大會使此處的聲載荷上升并向四周蔓延；巡航高度對機體表面聲壓無明顯影響。此結論與總聲壓級云圖結論基本一致。

圖5 發動機N1 頻率在工況1 的聲壓級云圖Fig.5 Distribution of the sound pressure at the N1 frequency of the engine on the aircraft surface of operation condition 1

圖6 發動機N1 頻率在工況2 的聲壓級云圖Fig.6 Distribution of the sound pressure at the N1 frequency of the engine on the aircraft surface of operation condition 2

圖7 發動機N1 頻率在工況3 的聲壓級云圖Fig.7 Distribution of the sound pressure at the N1 frequency of the engine on the aircraft surface of operation condition 3

圖8 發動機N1 頻率在工況4 的聲壓級云圖Fig.8 Distribution of the sound pressure at the N1 frequency of the engine on the aircraft surface of operation condition 4

1.4 發動機N2 頻率所在1/3 倍頻程聲壓級聲載荷分布

在不同的巡航飛行工況下，發動機N2 頻率在273±10 Hz，影響中心頻率為250 Hz 的1/3 倍頻程頻帶。圖9～圖12是發動機N2頻率所在的1/3倍頻程頻帶在工況1 到工況4 對應的聲壓級云圖。由云圖可以看出，在發動機N2頻率所在的1/3倍頻程頻帶內，機體表面聲壓在后應急門前方、靠近地板處最大；巡航速度加大會使此處的聲載荷上升并向四周蔓延；巡航高度對機體表面聲壓無明顯影響。此結論與總聲壓級云圖、發動機N1頻率所在1/3倍頻程云圖的結論基本一致，說明發動機在N2 頻率上的噪聲對機體表面聲壓分布趨勢的影響與N1 頻率的影響基本一致。

圖9 發動機N2 頻率在工況1 的聲壓級云圖，無計權，中心頻率為250 HzFig.9 Distribution of the sound pressure on the aircraft surface in the frequency band which center frequency is 250 Hz and includes the N2 frequency of the engine of operation condition 1

圖11 發動機N2 頻率在工況3 的聲壓級云圖，無計權，中心頻率為250 HzFig.11 Distribution of the sound pressure on the aircraft surface in the frequency band which center frequency is 250 Hz and includes the N2 frequency of the engine of operation condition 3

圖12 發動機N2 頻率在工況4 的聲壓級云圖，無計權，中心頻率為250 HzFig.12 Distribution of the sound pressure on the aircraft surface in the frequency band which center frequency is 250 Hz and includes the N2 frequency of the engine of operation condition 4

2 飛機客艙中后段聲學建模

2.1 聲學模型

飛行試驗數據表明機體表面聲壓在后應急門前方、靠近地板處最大，并從此處向四周蔓延。因此，為滿足客艙內的舒適性，應對該型號客機客艙中后段進行聲學設計。為研究機體表面聲壓的分布趨勢對客艙內部噪聲分布的影響，本文用統計能量法建立了飛機客艙中后段的聲學模型如圖13所示。

圖13 客艙中后段聲學模型Fig.13 SEA model of the middle and after fuselage

聲學模型參考飛行試驗表面聲壓測點布置位置進行飛機蒙皮部分的子系統劃分，并根據統計能量法的算法原理，盡量劃分較大的壁板、聲腔等子系統，以增加模型的準確性。本聲學模型中飛機蒙皮的肋板結構、客艙玻璃的參數均為試驗測量結果，具體參數見表2。

表2 材料參數Table2 Parameters of the materials

本模型主要研究測量得到的外場噪聲對客艙壁板近場聲輻射的影響以及聲學降噪包的降噪效果，因此未考慮行李架、客艙座椅、空調噪聲等對客艙聲場的影響。統計能量法中，聲空腔的聲壓可表示為

圖13的模型中，飛行試驗測得的機體表面聲壓數據作為聲源從機艙壁板外表面輸入模型。由于飛行試驗測得的四種工況下的機體表面聲壓分布特征具有高度一致性，在仿真建模中僅選取工況1 對應的聲載荷作為輸入聲源。為便于研究優化設計方案，對機艙壁板上的降噪聲學包安裝區域進行編號，如圖13所示。

為研究外場噪聲對客艙壁板近場聲輻射，在客艙內壁板附近設置半無限流體(Semi-infinite fluid,SIF)測點。這些SIF測點監測對應壁板的近場輻射聲壓，只與對應壁板子系統連接，未考慮客艙聲場混響和其他壁板、舷窗等子系統對該測點聲壓的影響。因此，SIF測點測量的聲壓值與客艙內的混響聲壓有一定差異，兩者間不能直接對比。監測客艙內壁板附近SIF 測點的聲壓級可以排除其他子系統對特定壁板的聲輻射影響，直接研究聲學降噪包鋪設方案在壁板局部的有效性，有助于評估和優化聲學降噪包鋪設方案。

統計能量法中頻帶內的模態數高于5才能保證統計能量算法的準確性。本文統計模型中每個子系統各個頻帶內的模態數后發現，只有在315 Hz以上頻段才能保證所有子系統模態數大于5。因此，仿真結果的有效頻帶范圍是315～10000 Hz。仿真結果中的線性總聲壓級是315～10000 Hz 頻段的總聲壓級，與飛行試驗測得的機體表面總聲壓級頻率范圍不同，仿真結果也無法與中低頻段內的實測數據進行對比。由于本文研究聲學降噪包鋪設的優化方案，而以纖維材料為主的降噪聲學包的有效范圍也在中高頻段，統計能量法模型的有效頻率范圍是315～10000 Hz，可以滿足研究要求。如果需要用仿真方法研究中低頻段的艙內噪聲，建議使用有限元法，但有限元仿真超出本文的研究范圍。

2.2 壁板仿真結果

以在工況1測量的機體表面聲壓作為聲源輸入的情況下，本文應用建立的聲學模型計算出僅考慮蒙皮結構、無降噪聲學包和內飾板的客艙內壁板近場輻射聲壓級云圖，如圖14 所示。由圖14 可以看出，試驗測量得到的機體表面聲壓通過肋板蒙皮結構傳入客艙后，在蒙皮壁板附近形成的近場聲壓的分布趨勢是在機艙后部應急門到球面框區和應急門下方靠近地板處聲壓最大，即在8 區和9 區聲壓最大；高聲壓區在3 區中后方和4 區下方也有分布。對比圖1、圖14 發現，機體表面聲壓在6 區和7 區下方較大。當機體表面聲壓通過肋板結構傳入機艙后，艙內壁板附近的近場聲壓分布與機體表面聲壓分布趨勢類似。但艙內壁板近場聲壓的高聲壓區除了6 區和7 區下方以外，還增加了8 區、9 區、3 區中部以及4區下方。

圖14 工況1 的客艙中后段的聲學模型線性總聲壓級仿真云圖僅考慮蒙皮結構，無降噪聲學包和內飾板Fig.14 Distribution of the simulated overall sound pressure on the aircraft surface in the mid-after cabin of operation condition 1,skin included only

圖15 3 區、4 區、8 區、9 區的輸入聲功率Fig.15 The simulated results of the power inputs on the Areas 3,4,8,and 9

為分析3 區、4 區、8 區、9 區的高聲壓區產生的原因，本文用聲學模型分析了對應區域壁板的輸入聲功率，如圖15所示。圖15中，3區的輸入聲功率圖中，聲源貢獻量曲線在1250 Hz 以上頻段內幾乎與總輸入聲功率曲線重合，而在1250 Hz以下頻段內4區壁板的貢獻量稍高于聲源貢獻量?？梢妼? 區的壁板結構而言，在1250 Hz 以上頻段主要受聲源影響，在1250 Hz 以下頻段內主要受4 區壁板傳遞的能量影響。而4 區、8 區、9 區的輸入聲功率圖中，總輸入聲功率與聲源貢獻量重合程度高，顯示出主要受聲源影響的特性。因此，3 區、4區、8 區、9 區中噪聲的主要傳遞路徑是從機體表面通過壁板結構傳遞到艙內?？梢灶A見，在3 區、4 區、8 區、9區使用聲學降噪包可以消耗噪聲主要傳遞路徑上的聲能量，降低傳遞到艙內的聲能量，從而降低艙內聲壓級。

3 艙內降噪優化設計

3.1 設計方案

由飛行試驗測量得到的機體表面聲壓和僅考慮蒙皮結構的艙內壁板近場聲壓分布仿真可以發現，機體表面聲壓傳入機艙后，在蒙皮附近形成數個高聲壓區，包括6 區和7 區下方，8 區、9 區和3 區中部以及4 區下方。因此，可在降噪聲學包的原始設計方案基礎上，在以上高聲壓區用高密度隔音棉代替普通隔音棉，以達到在厚度相同的條件下優化艙內聲場的目的。兩種隔音棉的材料參數見表3。

表3 隔音棉材料參數Table3 Parameters of the fibers used in the thermal acoustic insulation blankets

該型號飛機的降噪聲學包原始設計方案是在客艙壁板和天花板區鋪設普通隔音棉和內飾板，其中隔音棉使用表3中的普通隔音棉。本文提出的優化設計方案中，優化方案1只在5 區到9區使用高密度隔音棉，優化方案2在3 區到9區全部使用高密度隔音棉，如圖16所示。三種方案的詳細對比見表4。

圖16 優化設計方案示意圖Fig.16 Proposed designs for the thermal acoustic insulation blankets.

表4 統計能量法仿真的降噪聲學包設計方案Table4 Designs of the thermal acoustic insulation blankets used in the SEA model

3.2 設計方案仿真結果

圖17～圖19 顯示使用降噪聲學包的原始設計方案、優化設計方案1 和優化設計方案2 后的艙內壁板近場聲壓分布仿真結果。對比圖14 和圖17 發現，在客艙壁板上按照原始設計方案添加聲學降噪包和內飾板后，機艙壁板近場聲壓整體有所降低，但仍在6 區和7 區下方，8 區、9 區和3 區中部以及4 區下方有較高的聲壓分布。

圖17 工況1 的客艙中后段的聲學模型線性總聲壓級仿真云圖，使用原始降噪聲學包設計Fig.17 Distribution of the simulated overall sound pressure on the aircraft surface in the midafter cabin of operation condition 1,using the original design of the thermal acoustic blankets

圖18 工況1 的客艙中后段的聲學模型線性總聲壓級仿真云圖，優化設計方案1Fig.18 Distribution of the simulated overall sound pressure on the aircraft surface in the midafter cabin of operation condition 1,using the proposed design 1 of the thermal acoustic blankets

圖19 工況1 的客艙中后段的聲學模型線性總聲壓級仿真云圖，優化設計方案2Fig.19 Distribution of the simulated overall sound pressure on the aircraft surface in the midafter cabin of operation condition 1,using the proposed design 2 of the thermal acoustic blankets

對比圖17 和圖18 發現，使用優化方案1、在5 區～9 區用高密度隔音棉替換普通隔音棉后，5 區～9 區的壁板近場聲壓降低，但3 區和4 區的高聲壓區域依然存在。因此可以將高密度隔音棉區從5 區～9 區向3 區和4 區擴展，即為優化方案2。對比優化方案2 和優化方案1 的仿真結果發現，在3 區和4 區用高密度隔音棉替換低密度隔音棉不僅能降低此處的壁板近場聲壓，相鄰的1 區、2 區、5 區、6 區、10 區聲壓也有所降低，而這種降低效果與壁板的耦合關系和聲能量傳遞路徑有關。

3.3 艙內聲壓級仿真結果

由艙內壁板的近場輻射聲壓仿真結果可知，在降噪聲學包的優化設計方案中，用高密度隔音棉替換低密度隔音棉能降低對應的壁板近場聲壓和鄰近區域壁板的近場輻射聲壓。而本文仿真模型中的近場輻射聲壓只與對應壁板有關，可以驗證降噪聲學包的有效性，未考慮客艙聲場混響和其他壁板、舷窗等的影響。圖20 是仿真模型計算出的客艙內聲壓級，體現了客艙內的混響以及壁板、舷窗的整體影響。其聲源激勵如圖13 所示，分為只考慮蒙皮和蒙皮+降噪聲學包等構型，降噪聲學包設計方案見表4。

由圖20可以看出，僅考慮蒙皮結構的艙內聲壓級較高，說明蒙皮結構無法有效降低艙內噪聲，有必要使用降噪聲學包和內飾板。比較圖20 中的實線和虛線可以看出，添加原始設計方案的降噪聲學包和內飾板能有效降低艙內聲壓級，在2500 Hz 最大可降低10.5 dB。三種隔音棉設計方案的降噪效果在1600 Hz 以上基本一致，而在315～1600 Hz 頻段上，使用三種隔音棉設計方案得到的艙內聲壓級依次降低，證明增加高密度隔音棉的鋪設范圍可以降低艙內聲壓級。此結論與艙內壁板近場輻射聲壓仿真結果所得到的結論一致，也符合2.2 小節中對噪聲傳遞路徑的分析和對降噪方法的預期。因此，在實際工程設計中，應綜合考慮壁板近場輻射聲壓、艙內聲壓、設計方案重量等因素對設計方案進行取舍和優化，以達到在保證客機經濟性的同時優化客艙聲環境的目的。

為驗證模型，本文將仿真得到的A 計權艙內聲壓級與在艙內不同位置測量得到的A 計權聲壓級進行對比，如圖21 所示。圖中細線代表在艙內不同測點位置測量得到的A 計權聲壓級，黑色粗實線代表仿真得到的A 計權艙內聲壓級。由公式(1)可知，仿真得到的聲壓級是聲空腔內對體積求平均得到的聲壓級。由圖21 可以看出，仿真數據與實測數據呈現相同的趨勢，但仿真數據在整個有效頻段內比實測數據高1～8 dB。這是由于本文使用的仿真模型是一個簡化的客機艙段模型，未考慮行李架、客艙座椅等對客艙聲場的影響。而實測數據則包括所有客艙組件對客艙聲空腔的影響。圖22是實際測量得到的艙內座椅吸聲系數。對比圖21和圖22發現，艙內座椅的吸聲系數在315 Hz 以上能達到0.6 以上。由于艙內座椅鋪設面積大，總表面積大，可以推斷仿真數據與實測數據之間存在差距主要是因為仿真中沒有考慮客艙的艙內座椅吸聲等因素。

圖20 工況1 的客艙中后段的聲學模型計算出的艙內聲壓級Fig.20 The simulated sound pressure levels in the mid-after cabin under the excitation of the measured sound pressure levels on the outer surface of the aircraft with operation condition 1

圖21 工況1 的客聲學模型仿真結果與在不同艙內位置實測的A 計權聲壓級對比，使用原始降噪聲學包設計Fig.21 The comparison of the simulated sound pressure levels and the measured sound pressure levels in the mid-after cabin under the excitation of the measured sound pressure levels with operation condition 1

圖22 實際測量的艙內座椅吸聲系數Fig.22 The measured sound absorption coefficient of the passenger seats in the cabin

4 結論與討論

本文從試驗數據分析和聲學建模兩方面研究機體表面聲壓及其對艙內壁板近場輻射聲壓的影響，提出了優化設計方案，并用聲學模型驗證了優化設計方案的有效性。其中，聲學建模用試驗數據作為聲源激勵，其他結構參數均采用該型客機的實際參數，材料參數均來自實際測量。

通過分析飛行試驗獲得的線性總聲壓級云圖、發動機N1、N2 頻率對應的1/3 倍頻程云圖發現，總聲壓級和發動機N1、N2 頻率對應的1/3 倍頻程聲壓在機體表面的聲載荷分布趨勢基本一致。該型號客機在巡航狀態下的機體表面聲壓分布特性可總結為

(1)在整個測量范圍內，聲壓級在后應急門前方、靠近地板處最大，并從此處向四周蔓延；而在機頭及前機身區域，聲壓級在登機門后側到客艙第一舷窗之間較大。

(2)在相同巡航高度，隨著巡航速度的增加，后應急門前方、靠近地板處的聲壓級較大區域面積增加，高聲壓級范圍向航向前方蔓延；而機頭及前機身區域的聲壓級云圖無明顯變化。

(3)在相同巡航速度，不同巡航高度對機體表面聲壓分布無明顯影響。

(4)發動機N1、N2 頻率對應的1/3 倍頻程云圖中，機體表面聲壓的分布趨勢無明顯差異。

通過建立聲學模型、分區加載飛行試驗測量得到的機體表面聲壓作為聲源進行統計能量法聲學仿真，并結合仿真結果提出降噪聲學包的優化方案1 和優化方案2。由仿真模型得到的壁板近場聲輻射仿真結果和艙內聲壓仿真結果一致表明：

(1)機體表面聲壓通過肋板結構傳入機艙后，艙內壁板附近的近場聲壓分布與機體表面聲壓分布趨勢類似；

(2)僅蒙皮結構無法有效降低客艙噪聲，有必要使用降噪聲學包和內飾板；

(3)添加原始設計方案的降噪聲學包和內飾板能有效降低艙內聲壓級，但仍需要在特定區域對原始設計方案進行優化設計；

(4)本文降噪聲學包優化方案2 的降噪效果好于優化方案1，在實際工程設計中，應綜合考慮設計方案聲學仿真結果和重量等因素對設計方案進行取舍和優化。

本文用實際試飛數據模擬聲源進行統計能量法聲學仿真，增強了統計能量法仿真的準確度；而在試飛數據的基礎上用仿真方法研究客艙內部壁板附近聲場和艙內聲壓，以仿真結果為基礎提出了優化設計方案，并用仿真建模驗證了降噪聲學包設計方案的有效性。這種試驗數據分析與聲學仿真相結合的工程設計方案可以有效降低優化設計的試飛成本，提高飛機設計的經濟性，值得繼續研究和推廣。