bob综合提起直升机，你一定会想到其扶摇直上的飒爽身影，铁翼飞旋的俊朗英姿，当然还有那标志性的机械轰鸣声。
直升机外部噪声显著，铁翼划破空气的尖锐嘶鸣以及发动机的震耳轰鸣，都让人难以忽视其存在。
外部噪声尚且如此，那直升机内部的噪声到底有多“大”？产生噪音的原因是什么？又该如何改善？今天就从这几方面跟大家一起认识下直升机舱内噪声。
图1给出了一架未做降噪处理的典型直升机驾驶舱内噪声水平。从这组数据可以看出，该机在不同飞行状态下舱内噪声幅值波动较大，介于102.5dB~111.1dB之间。
这种噪声水平是什么概念？图2给出了几种常见场合的噪声幅值，对比发现，上述直升机舱内的噪声水平竟然介于拖拉机和电锯之间，这也难怪有人戏称直升机的乘坐体验就像“空中拖拉机”。
如此“大”的噪声会对人们带来什么危害呢？调查发现，强噪声环境会使人出现烦躁、听力损伤、高血压、心血管疾病等问题，严重危及人们的身心健康。因此，必须要采取措施进行人员听力保护或舱内噪声控制。
图3给出了4种常见的听力保护装置，对听力的保护程度不同。那么带上它们后，直升机上的人员是否就安全了？答案是不一定。按照GJB 1564A-2012中规定的飞行头盔最低声衰减量，对于上述直升机，驾驶员依然能听到100dB以上的噪声。那么机上人员为什么还要带？有用吗？有用。
为了说明头盔带来的效果，这里引入另一个度量噪声水平的评价方法：A计权声压级，通常记为dBA，由美国标准协会在1936年制定，考虑了人耳对不同频段声音的敏感程度，如图4所示，常被用于衡量噪声环境是否舒适。举例说明，假设我们听到一个63Hz、100dB的鼓点声，其声音敏感度与朋友用1000Hz、74dB的喊声与你交流相似。这时，63Hz的鼓声就可以看作74dBA。
采用这一度量方法，重新计算上述戴头盔的驾驶员耳位处的噪声水平，竟然在80dBA以下。根据GB/T 50087-2013规定的噪声职业接触限值，低于85dBA可以每天工作8小时以上，也就是说该驾驶员可以带着头盔尽情飞翔了。
既然如此，设计人员为何还要努力进行直升机舱内噪声控制，是否有必要？当然必要。第一，头盔降噪效果虽好，但重，例如上图中军绿色头盔重约1.45kg，就像头顶一块砖，长时间下来并不舒服；第二，对于很多直升机型号，机上人员即使佩戴护听装置，听到的噪声同样很大，甚至超过100dBA；第三，未来直升机正不断朝着高速、重型等方向发展，舱内基础噪声会越来越大，而人们对舒适度要求则在不断提高。因此，直升机舱内噪声控制需求依然迫切。
那么噪声源为什么会产生噪声呢？对此，研究人员做了大量工作，不断研究噪声形成机理，最终定义了两种声源类型：气动噪声和机械噪声。所谓气动噪声就是气流直接产生的声音，以旋翼为例，一定厚度的桨叶会在旋转时产生空气排量形成厚度噪声，同时叶片上的气动力会与空气体积脉动形成载荷噪声，与前面的桨尖脱落涡相互干扰会形成桨-涡干扰（BVI）噪声，高速旋转的桨叶还会使空气产生激波形成高速脉冲（HSI）噪声，桨叶表面湍流运动等会引起宽带噪声。各种气动声源幅值不同，指向性不同（图6），对舱内的贡献也不同。
与气动噪声不同，机械噪声来源于机械运转引发的结构振动所产生的辐射噪声。直升机的传动系统就是典型的机械噪声源，图7给出了某直升机的传动系统三维图,内部包含多副齿轮。在发动机带动下，由于轮齿啮合刚度、传递误差等原因，轮齿之间会产生周期性的齿轮啮合力，经过传动轴、轴承传递至机匣，从而引发结构振动及其辐射噪声。
这里重点介绍下主减速器，该结构特指位于发动机和旋翼之间的减速器，组件多、距离人员近、对舱内噪声贡献大，让设计人员分外头疼。
直升机的发动机则更为复杂，图8给出了典型涡轴发动机的结构组成。这种特殊构型导致发动机不仅有气流通道内产生的气动噪声，还具有气流振动引起的机械噪声，以及气动噪声和机械噪声的耦合噪声。
各噪声源又是如何向机舱内传递呢？以图9直升机为例，旋翼和尾桨等气动噪声会通过空气直接拍打在机身结构上，然后穿透壁板或缝隙到达机身壁板内表面；主减速器和发动机等机械噪声则一方面像气动噪声那样直接向舱内辐射噪声，另一方面通过连接结构引起机身壁板产生大面积振动，再形成舱内结构声；所有声波在舱内继续扩散、反射、干涉，最终形成复杂的内部混响声场。
由此看出，对于直升机如此紧凑的构型，各噪声源至舱内的噪声传播距离非常近。不禁有人疑问：这又能怎样？噪声源都一样，远近听到噪声还能不同？没错，差异巨大。
对于固定位置的噪声源，声波在向远处传播时会出现两种典型现象：一是几何发散，声波随波阵面越来越大，声压级越来越小，具体表现为测点与声源的距离每增加一倍声压级降低6dB（什么概念？能量降低至原来的25%）；二是大气衰减，由于热损失、黏性损失等原因，声波传播越远能量损耗越大，声压级越小，且频率越高，波长越短，衰减越快。例如，同样是100m的传播距离，125Hz的旋翼噪声和2000Hz的主减速器噪声衰减量分别为0.05dB和2.8dB，相当于一个听着基本没变化，一个听着明显变小了。
这也就造成了一种典型现象：直升机明明有很多高频成分的噪声源，但在远场飞行时我们听到的主要是 “啪嗒啪嗒”的低频声，噪声特征如图10所示，主要来自旋翼，传动系统和发动机等的贡献很小。因此，对于未来城市飞行，也许可以考虑规定直升机的飞行高度，如在300m以上飞轻型/小型机，在600m以上飞中型机，在更高高度飞重型机，从而保持地面噪声在65dB以下。
而对于舱内噪声，各噪声源的传播距离远小于100m。以米8为例，旋翼、发动机、主减速器等关键噪声源直接位于乘客头顶，不超过5m，且中间仅间隔一层薄板结构。
因此，直升机各噪声源向舱内传播时声能量衰减非常有限，即使有机身壁板的隔声作用，到达舱内的噪声幅值还是可以达到90dBA-120dBA，频率特征见图12，来自旋翼、传动系统和发动机的谐波和宽频贡献十分明显，与远场（图10）完全不同。
这么恶劣的舱内噪声环境怎能不引起直升机厂商的注意呢？实际上从上世纪六十年代开始，各直升机厂商就开始尝试降噪，最直接的方法就是在舱内做文章，通过一些吸声、隔声、阻振措施直接将座舱包裹起来，阻止噪声向舱内传播。
由此形成了国内外厂商选择的传统直升机舱内降噪措施，一般包括在蒙皮和框梁腹板上贴阻尼片，框梁之间填充隔声棉，内侧安装隔声板，地板铺设吸声毯，采用双层玻璃，配合密封处理等等，如图13所示。这些传统措施在各种直升机构型上的降噪效果如图14所示，一般能实现整机降噪15dB-30dB。
传统降噪措施有这么好的降噪效果，怎么没成为每架直升机的标配呢？就像汽车一样，来一套高端豪华内饰不香吗？理论虽香，但顾虑重重。最主要原因是重量和空间问题，传统降噪措施的优良降噪效果往往以牺牲空间和重量为代价，有些机型为了达到85dBA以下的舒适环境，bob综合甚至需要附加几百公斤重量。
因此，为了让直升机舱内声环境更加舒适，也减少对重量、空间等的顾虑，设计人员还在坚持做以及还可以做哪些降噪工作呢？
噪声源控制才是解决直升机舱内噪声问题的根本手段，可在不增加重量、甚至减重的基础上实现舱内大幅度降噪，而国内外在这方面的研究也从未停歇。
由于适航等的机外噪声要求，目前关于直升机旋翼和尾桨的低频噪声控制技术研究较多，且已研发出了一些有效手段，如采用后掠、尖削、下反等桨尖设计，配合桨叶片数、转速等的调整改变旋翼的气流方向和强度。而且，随着作动器和计算机技术的提升，一些主动控制方式如高阶谐波控制(HHC )、单片桨叶控制(IBC)、主动扭转桨叶(ATB)控制等也被拿来控制气动噪声。当然，这些技术的发展难度巨大，需要设计人员步步谨慎地开展飞行性能与噪声、振动等的系统研究。
值得一提的是欧洲直升机公司设计的蓝边桨叶，该设计集中了桨叶弦长的展向分布优化、双后掠设计、减小翼型厚度、桨尖优化等内容，可大大改善旋翼的气动布局，实现源头降低7dB，促进新一代直升机机外和舱内噪声环境的明显改善。
传动系统则是另一项研究较多的噪声源控制对象。这是因为随着人们对直升机舱内噪声的深入认识，越来越多的舒适度矛盾点指向由主减速器引发的500Hz-4000Hz中高频噪声。因此，从上世纪90年代开始，多家直升机研究中心、企业及加工厂各出奇招，尝试从齿轮构型、材料、加工工艺、润滑和传动方式等多维度改进直升机的传动系统，并最终实现了目标机型主减速器的整体减重、降噪和寿命提升，大大支撑了第三代、第四代乃至新一代直升机传动系统的进步。
相比之下，直升机发动机噪声源的控制工作开展较少，但借鉴众多飞机发动机降噪研究成果，可以通过采取结构优化、声衬降噪、燃烧控制、喷管表面设计等方式改善发动机源头处的噪声水平。
尽管已经存在上述噪声源研究成果，但纵观直升机舱内噪声的公开文献，针对传动系统和发动机的降噪研究并不多见，设计的复杂程度令人望而生畏，但对舒适度的需求又促使设计人员继续寻找其他简单、有效的降噪方式，由此基于噪声源支撑结构的降噪方法诞生了。
为什么支撑结构可以降噪呢？大量噪声传递路径试验发现，直升机主减速器、发动机等机械噪声源一般具有较为简单的刚性支撑结构，如图21所示，若不做减振处理，齿轮啮合等中高频结构振动会无衰减地通过这些结构向机身传递，从而引发明显的舱内结构声。因此，通过支撑结构的动力学优化、隔振、吸振和阻振等减振设计可以改善舱内噪声环境。图21展示了欧洲某直升机上采用的层压弹性轴承，已取得了明显的降噪效果。
近年来，随着声子晶体和声学超材料等新概念的出现，基于带隙机理的支撑结构减振设计也逐渐成为国内外的研究热点，虽缺乏系统研究，成熟度也较低，但明显的宽频降噪效果让研究人员趋之若鹜。
除了噪声源及其支撑结构，设计人员也从未放弃对传统舱内降噪措施的优化，努力解决被人诟病的重量问题，并已经取得了不斐的成绩。
隔音措施是直升机上最常见的一种典型降噪手段，通过在壁板内侧附加隔音棉和降噪面板可大大增加壁板隔声量，而开发出更低面密度、更高隔声性能的隔音材料或结构一直是研发人员的努力方向。
例如，欧洲ONERA、DLR、NLR等研究机构，花费了大量时间对直升机的降噪面板进行研究，总结积累出了流程化的设计方法，可在不增重的前提下提升了其降噪效果。图23给出了ONERA优化的降噪面板构型，与普通的内饰板厚度和面密度相近，但在200Hz-6300Hz范围内隔声效果大大提升。
然而，降噪面板的发展之路并不容易，不论是新材料还是新结构，能够在直升机上使用的关键除了重量和降噪要求，还要满足高温或潮湿环境、变形和断裂行为、表面光洁度、防火性、抗冲击性以及强度刚度等工程要求，开发难度大。
另一种重量明显的传统手段是阻振设计，即通过在直升机蒙皮、框梁腹板等薄壁结构上粘贴约束阻尼层，利用其剪切变形和粘滞特性损耗能量，抑制壁板振动致声。一般情况下，约束阻尼层越厚降噪效果越好，也意味着重量越大。
为了降低重量，研发人员尝试从两方面进行了优化，一是设计更轻、阻尼性能更优的材料，二是优化设计阻尼粘贴位置，减少铺设面积。EC155实践结果证明，这两项研究取得的减重、降噪效果明显。
第三种传统措施是吸声设计，可以通过在直升机内表面加装毛毯、玻璃棉等多孔材料，提高声腔表面的吸声系数，减少舱内混响时间，提高乘坐品质。为了减重，设计人员正考虑直接对直升机上常见的蜂窝夹层结构进行吸声设计，一块材料身兼数职，既是结构件又具有降噪功能，一举多得。
这一想法的研制得益于目前航空发动机短舱广泛使用的吸声蜂窝结构。图25（a）示意了一种新型降噪蜂窝材料：HexWeb ® Acousti-Cap®，其蜂窝芯材内部包含了一层声学隔膜，结合穿孔板可形成吸声性能优越的蜂窝结构。
尽管努力有所成效，但上述措施还存在一个弊端，即一旦设计或安装完毕，减振降噪效果固定。那是不是也可以不固定，从而满足多种飞行状态需求？带着这一需求，主动噪声控制（ANC）技术应声出现，并在过去的三十年里得到了快速发展。
ANC技术的首选途径是直接控制直升机整个声腔的噪声水平。该技术最早可追溯到1936年，由德国工程师Lueg提出，通过控制器和数据采集系统对声场进行跟踪，实时产生与原始声源幅值相等、相位相反的次级声源，进而抑制和消除噪声。
目前ANC技术已在EH101多用途直升机上通过了飞行验证，通过安装在舱内的32个传声器和16个扬声器，结合Fx-LMS算法，使旋翼和尾桨谐波噪声（35Hz、52.5Hz、63.38Hz、126.76Hz）降低了5dB-12dB。然而，对于直升机整个声腔，受限于作动器数量，200Hz以上的中高频降噪很难实现。
ANC技术的妥协措施是缩小降噪范围，仅控制机上人员耳位处的局部空间，形成主动降噪耳机/头盔。相信生活中已有不少人体验过主动降噪耳机，目前专为直升机设计的主动头盔降噪带宽已拓展至400Hz，中高频降噪还是主要依靠耳机/头盔内的吸隔声材料。随着芯片、扬声器等的发展，小编认为制约ANC技术用于中高频主减降噪的测量误差和延迟等难点将不断攻克，为未来的驾乘人员提供更好的通信和交流体验。
ANC技术除了作用于声，还发展出的一种延伸方法：主动结构声振控制（ASAC）技术，即采用次级力源控制结构振动进而控制噪声。图28示意了一种直升机ASAC系统设计方案，可利用安装在直升机顶板上的多个压电作动器以及舱内布置的传声器，通过前馈控制实现舱内主减谐波噪声降低。尽管该技术还存在稳定性、鲁棒性等技术难关，但为未来噪声智能控制提供了方向和思路。
当然，ASAC技术还进一步在支撑结构上发挥作用。如图29所示，可利用安装在主减速器支撑杆上的多个作动器，引入次级力抑制齿轮振动向机身传递，进而控制舱内噪声水平。目前S-76、BK117等的飞行结果已证实该方法的降噪有效性，而这也鼓舞国内外研发人员继续从控制算法、动作器、控制策略等角度进行改进，促进直升机智能降噪技术向前发展。
为了更加安静、舒适的直升机乘坐体验，研发人员还在不断尝试着新技术，努力探索更低噪声的磁力传动和电控飞行，寻找更优的总体构型让噪声源远离客舱，开发更低密度、更优降噪的新材料，研制更高精度的加工、制造工艺……。
相信在各行各业的共同努力下，直升机摘掉噪声“大”的帽子指日可待，有句话说的好，道阻且长，行则降至，未来可期。
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