直升機復合材料吸聲結構制造技術及性能研究

摘 要 本文直升機復合材料吸聲以單自由度降噪蜂窩夾層結構為研究對象，開展了吸聲理論研究，根據直升機艙內噪聲特點對微穿孔板孔徑、穿孔率等進行結構參數設計。通過微穿孔板制孔技術、熱破膠膜制孔技術、膠接技術等制造技術研究，完成復合材料吸聲結構試驗件制造，驗證了微穿孔板和蜂窩熱破膠膜制孔效果良好，且破孔率均為100 %；采用兩種方案進行試驗件膠接，膠接后通孔率98 %以上，滿足預期要求；采用膠接方案1平面拉伸強度更高，更適用于直升機復合材料吸聲結構件制造。在入射頻率1600-3600 Hz頻率段內，該結構的垂直入射吸聲系數在0.5以上，說明對直升機主減/發動機艙聲場吸聲效果較好。研究結果可對未來直升機減振降噪用復合材料構件研制提供有益參考。

關鍵詞 直升機；艙內噪聲；降噪蜂窩夾層結構；微穿孔板

Research on Manufacturing Technology and Acoustic

Performance of Composite Sound Absorbing

Structure for Helicopter

TONG Shuhui，WANG Zhenlin，YUN Qingwen，ZHAO Xueying，WANG Zhigang

（AVIC HARBIN AIRCRAFT INDUSTRY GROUP CO.，LTD.

ENGINEERING DEPARTMENT， Harbin 150060）

ABSTRACT In this paper， the research object of helicopter composite sound absorption is single degree of freedom noise reduction honeycomb sandwich structure. This paper conduct theoretical research on noise absorption and parameter design of micro perforated plate aperture， perforation rate， etc. according to noise characteristic of helicopter cabin， and complete the manufacturing of composite sound absorbing structure test pieces through some key technology research. A good effect has been verified on the hot break adhesive film of micro perforated plate and honeycomb，with hole breaking rate of 100 %. Two schemes were used for bonding the test piece， with a through-hole rate of over 98 %， meeting the requirements. The plane tensile strength of bonding scheme 1 was higher， making it more suitable for manufacturing composite sound absorbing structure components. The vertical incident sound absorption coefficient of this structure is above 0.5 in the frequency range of 1600-3600 Hz， which indicating that this structure has a good sound absorption effect on the main reducer and engine compartment sound field of helicopter. The research results can be beneficial for helicopter vibration and noise reduction in the future.

KEYWORDS helicopter; noise of cabin; noise reduction honeycombs sandwich structure; micro-perforated plate

1 引言

圍繞綠色直升機發展需求，直升機設計走向氣動、噪聲、結構等多學科優化，直升機減振降噪是亟待解決的關鍵性問題之一，尤其是隨著空中客運能力和武器裝備能力需求的不斷提升，其發動機數量增加、功率提高，以及飛行速度的加快，直升機噪聲問題更為突出[1]。直升機噪聲一方面會影響裝備自身的安全可靠性，另一方面會對機艙內部人員的身心健康以及周圍環境形成噪聲危害，降低直升機的舒適性和隱蔽性[2-3]。在人耳敏感頻率范圍內，直升機內部噪聲水平要高于飛機、汽車等其他交通工具，目前國內的直升機艙內噪聲水平普遍在80-100 dB（A）或更高[4]。艙內降噪技術研究一直是直升機設計制造領域的熱點問題，美國波音公司在波音757／767直升機的設計中，提出把艙內噪聲影響語言干擾級限制在67dB以下[5]。民航局更是將直升機噪聲水平列入適航條款要求，如CCAR29.771[6]和MIL-STD-1474D（1997）[7]中都對直升機的艙內噪聲水平做了明確限定。

目前通過多種主/被動控制技術的應用來降低直升機艙內噪聲水平。主動控制艙內噪聲主要通過在艙內布置麥克風、激振器、誤差傳聲器、濾波器等，將程序輸入以上設備中，獲得次級信號，產生與噪聲場的聲模態相位相反、幅值相等的信號來控制艙內聲模態。被動控制技術一般是從兩個方面入手：（a）采取減振措施， 降低結構的聲輻射；（b）采用吸聲材料進行吸聲處理。相比于主動控制技術，被動控制技術中的減振降噪材料因其結構設計、理論設計相對簡單，對直升機整體結構影響小獲得了更為長足的發展，其中較為突出的是結構-功能一體化的降噪蜂窩結構[3]。現階段赫氏公司已經研制并應用了單自由度、雙自由度以及多自由度降噪蜂窩結構，增強了復合材料吸聲結構降噪的適應性[8]。單自由度降噪蜂窩結構只有一層穿孔板，對應一個共振頻率峰，存在吸聲頻帶窄的缺陷。雙自由度以及多自由度降噪蜂窩結構雖然可以拓寬吸聲頻帶，但由于蜂窩芯也為多層，降低了整體的力學性能。因此，應根據吸聲性能要求以及力學性能要求綜合考慮復合材料吸聲結構設計形式，以重量較輕、吸聲效果較好、力學性能適中為宜。本文從實際應用角度出發，選擇一典型單自由度蜂窩夾層結構作為研究對象，根據直升機艙內噪聲特點及吸聲理論，進行該結構參數設計，對其結構的制造工藝性進行摸索，以及對工藝驗證件進行力學性能測試和吸聲性能測試，以期為結構功能一體化的直升機復合材料吸聲結構的研制提供參考。

2 復合材料吸聲結構參數設計

2.1 吸聲理論

降噪蜂窩夾層結構是一種三明治的夾層結構，前面板為微穿孔板，中間層為蜂窩結構，后面板為不帶孔的剛性背板。這種結構是基于赫姆霍茲共振器原理設計的[9]，其結構示意圖如圖1所示。將微穿孔板視為具有聲阻和生質量的聲學原件，微穿孔板和背后空腔形成共振吸聲體，聲波通過前面板上的孔眼進人共振結構內部，引起蜂格內空氣的震蕩，聲能轉化成熱能散失掉，從而達到吸聲降噪的目的[10，11]。

根據Rayleigh對微管聲波的分析以及Crandall公式，馬大猷教授推導出適用于微穿孔吸聲的理論模型[13]。當聲波正入射到微穿孔板，吸聲系數為：

α=4r（1+r）2+（ωm-cotωDc）2（1）

式中，r為相對聲阻率，m為相對聲質量，ω為入射聲波的角頻率，D為微穿孔板后空腔深度，c為聲速，常溫下空氣中聲波的傳播速度c=340 m/s。

整個微穿孔板（包含板后空腔）的聲阻抗率為：

Z=R+jωM+ZD（2）

式中，R為微穿孔板的聲阻，M為微穿孔板的聲質量，j是虛數單位，ZD為板后空腔的聲阻抗率。

ZD=-jρc·cot（ωDc）（3）

式中，ρ為空氣密度，一般為1.21kg/m3。

r=32μtpcd2·（1+k232+28kdt）（4）

m=tpc·（1+19+k22+0.85dt）（5）

式中，μ為常溫下空氣運動粘度系數，為1.48×10-5 m2/s，t、p、d分別為微穿孔板的厚度、穿孔率（穿孔部分面積與總面積的比值）和孔徑，當穿孔采用圓孔且按照正方形排列時，其穿孔率p=πd2/4b2，b為孔間距，k為穿孔常數。

k=ωμ·d2（6）

當微穿孔板達到共振頻率時，微穿孔板的吸聲系數最大，為：

α=4r（1+r）2（7）

通過上述計算，微穿孔板孔徑小，因而相對聲阻率ｒ值比普通穿孔板大得多，而相對聲質量m小，故微穿孔板適用于寬頻帶噪聲的吸聲，且微穿孔板的可設計性強，可通過調整孔徑、穿孔率、空腔深度、穿孔板厚度達到吸收不同頻率噪聲的要求。要想獲得高吸聲系數，首先需要匹配穿孔結構的聲阻和大氣中的聲阻，其次盡量降低相對聲質量以加寬吸聲頻率[8]。

2.2 參數設計

直升機艙內噪聲復雜，應根據艙內不同位置噪聲特點按需鋪放吸聲材料或吸聲結構，降低空氣聲傳播途徑上的聲能量。尹中偉等[14]應用統計能量法，分析得到在人耳敏感頻率范圍內主減速/發動機艙內聲場和油箱艙內聲場是直升機艙內主要空氣噪聲源，貢獻量達到了20 %以上，如圖2所示。對于直升機艙內噪聲分析來講，旋翼和尾翼旋轉帶來的氣動噪聲主要影響低頻噪聲，而人耳對低頻噪聲敏感度較低，因此本文中復合材料吸聲結構參數設計主要針對中高頻噪聲，即主減空間輻射聲、發動機空間輻射聲、油箱艙空間輻射聲。

王坤[15]等通過試驗驗證了微穿孔板厚度增加會提高吸聲系數，但是會減小高頻范圍內的吸聲頻帶，穿孔率越大，微穿孔在高頻率范圍內具有寬的吸聲頻帶。根據優化理論，直升機艙內吸聲結構應兼顧吸聲性能、力學性能、制造工藝性和經濟效益。本文研究的直升機復合材料吸聲結構，為達到較大的吸聲系數，同時為減輕結構重量，保證一定的力學性能，整體設計為圓形微孔，孔徑較小，微穿孔板面板厚度較小、穿孔率較大的形式，具體尺寸如表1所示。

3 復合材料吸聲結構工藝驗證

3.1 主要材料

微穿孔板材料為環氧樹脂碳纖維預浸料，蜂窩材料為芳綸紙蜂窩，后面背板材料為1層環氧樹脂碳纖維預浸料，該夾層結構通過非承載熱破膠膜粘接固化制備。主要材料如表2所示。

3.2 制造技術

3.2.1 微穿孔板制孔技術

對于微穿孔板上的大量微孔，采用沖壓設備進行沖孔較鉆孔有較大優勢，例如造價便宜、提高效率而且能收到較好的效果。沖孔模具采用的是連續模結構，針對孔距小的特點，為增加凹模型腔的強度，分兩步沖壓來完成單排孔的加工。由于凸模工作部分（即刃口）直徑小，刃口強度差，凸模的固定結構必須便于拆換，所以在沖壓過程中進行導向和保護，為延長模具的整體使用壽命，凸、凹模選用紅熱性和抗磨性好的材料。沖孔模具示意圖如圖3所示。

為避免復合材料板沖孔后孔周圍分層、材料吸附在沖針上等問題發生，沖針形狀設計為階梯狀，逐步沖孔出目標尺寸。

3.2.2 熱破膠膜制孔技術

為避免鋪貼的膠膜堵塞微孔，同時又要保證膠膜具有良好的粘結力，在鋪貼膠膜之后采用專用的熱吹風設備在一定溫度下將微孔處的膠膜吹破。

為保證熱破膠膜制孔率，以及保證熱破膠膜熱吹風后保留足夠活性，需根據實際設置預熱區溫度、加熱區溫度、吹風機氣流壓力、運輸帶運輸速度等。同時，吹風口風刀尺寸要可調節，以保證不同孔徑、不同厚度產品熱吹風技術廣泛應用。熱破膠膜熱吹風后較理想的膠膜形狀如圖5所示。

3.2.3 膠接技術

為驗證降噪蜂窩夾層結構不同鋪放順序對構件力學性能的影響，設計兩種膠接試驗方案。

3.3 試驗結果與分析

通過背光目視檢測，微穿孔板和蜂窩熱破膠膜制孔符合圖5所示要求，制孔效果良好，且破孔率均為100 %。制孔后表面效果如圖6和圖7所示。

膠接后觀察微穿孔板表面，如圖8所示。對比方案1和方案2，發現方案1膠接固化后通孔效果更好，方案2出現個別微孔堵塞情況，方案2為蜂窩上熱破膠膜制孔，然后與微穿孔板膠接，由于蜂窩壁結點處樹脂較多，微孔正處于結點位置時，固化過程中樹脂流動進入微孔內從而堵塞微孔。

膠接后試樣進行平面拉伸試驗，試驗后斷裂如圖9所示，均是蜂窩破壞，為有效的破壞形式。

表4為膠接方案1和方案2對比測試結果，可以看出，方案1和方案2熱破膠膜制孔后剩余活性均為97 %，說明采用熱破膠膜制孔技術可有效保留膠膜活性，保證膠膜粘接力。方案1膠接后通孔率和平面拉伸強度均優于方案2，說明采用方案1進行復合材料吸聲結構件制造性能更好。

3 復合材料吸聲結構聲學性能

依照駐波比法在駐波管中測試了試驗件的垂直入射吸聲系數，從圖10可以看出，試驗所得的垂直入射吸聲系數與經典的理論計算吻合得很好，初步可以推斷，經典的馬氏理論適用于微孔徑下的復合材料降噪蜂窩夾層結構吸聲體。在入射頻率1600 -3600 Hz頻率段內，該結構的垂直入射吸聲系數在0.5以上，說明對直升機主減/發動機艙聲場吸聲效果較好。

4 結語

（1）降噪蜂窩夾層結構這種復合材料吸聲結構可設計性強，吸聲頻帶可適應性調節，兼具了良好的結構承載能力與降低噪聲性能要求，在航空、航天領域應用前景廣闊。

（2）直升機復合材料吸聲結構應根據適用特點綜合考慮重量、吸聲頻帶、力學性能等進行參數設計。

（3）采用微穿孔板制孔技術和熱破膠膜制孔技術效率較高，能夠滿足目視檢測要求，且膠膜剩余活性可達97 %。

（4）對比兩種膠接方案，方案1即微穿孔板和蜂窩上均進行熱破膠膜制孔可有效保證通孔率，同時平面拉伸強度更高，更適宜直升機復合材料吸聲結構件制造。

（5）試驗所得的垂直入射吸聲系數與經典的理論計算吻合得很好，且該結構參數對直升機主減/發動機艙聲場吸聲效果較好。

參 考 文 獻

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