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導讀
直升機在飛行中產生的噪聲一直是不容忽視的問題。軍用直升機噪聲大會使其過早暴露；民用直升機由於常在人口稠密的城區起飛著陸以及低空慢速飛行，其噪聲不僅會對市民及乘員的健康帶來不利影響，甚至影響到直升機的市場銷售。因此，從動力系統入手，降低直升機噪聲一直是現代直升機設計中的一個重要研究方向。
渦軸發動機、傳動系統及旋翼系統作為三大主要動部件，是直升機絕大部分噪聲來源。渦軸發動機轉子轉速一般在20000～60000r/min，旋翼系統轉速範圍一般不超過500r/min，而傳動系統是將高轉速發動機功率轉化為低轉速旋翼空氣動力的橋樑，其傳動鏈上各級齒輪轉速介於旋翼低轉速與發動機轉子高轉速之間，因此直升機噪聲頻率從低到高，涉及範圍很大，其動力系統產生噪聲的機理、傳播途徑及影響範圍又各不相同，這給直升機噪聲研究帶來了很大挑戰。
渦軸發動機噪聲
隨著環境保護觀念深入人心，各國適航條款對發動機噪聲排放提出了明確要求，航空燃氣渦輪發動機噪聲研究的重要性獲得了廣泛認同。但是，航空燃氣渦輪發動機噪聲研究工作主要還是圍繞大型渦扇發動機的降噪需求展開，專門針對渦軸發動機的噪聲研究比較少見。雖然渦扇發動機噪聲研究方法及成果可以給渦軸發動機設計提供參考，但是由於渦軸發動機轉速遠高於渦扇發動機，因此有必要開展相關噪聲的專門研究。
渦軸發動機主要噪聲來源於氣流通道中引起的氣動噪聲以及發動機結構振動產生的機械噪聲，其中氣動噪聲與結構振動相互耦合，使得發動機噪聲研究成為異常複雜的多物理場耦合問題。渦軸發動機噪聲測試通常在專業的地面聲學試車臺上進行，其目的在於明確發動機噪聲特性，通過診斷程序判別發動機具體的噪聲源，以及為滿足飛機噪聲適航審定的要求而獲取噪聲數據。
對航空燃氣渦輪發動機噪聲的研究，基本上都是在戶外試車臺或消聲室等理想聲場內進行。透博梅卡公司在阿赫尤（Arrius-2B2）渦軸發動機的進氣口和排氣口上加裝聲襯，法國航空航天局（ONERA）利用大規模的3D傳聲器陣列技術在戶外試車臺上專門測量了阿赫尤的噪聲級數據，驗證了這項改動能使整臺發動機降低7dB噪聲。
歐盟技術發展框架大綱FP7中，針對渦軸發動機噪聲專門開展了渦軸發動機噪聲排放識別（TEENI）計劃。TEENI計劃集合了透博梅卡公司、Avio公司、德國航空航天研究試驗院（DLR）以及ONERA等歐洲11家公司及研究單位，以阿蒂丹（Ardiden-1H）發動機為研究平臺，重點研究了發動機各部件對寬帶噪聲排放的貢獻，並通過在進氣與排氣通道中安裝聲襯來減小噪聲排放。
在先進直升機設計中，直升機設計人員針對渦軸發動機噪聲產生機理及特點，通過詳細分析及試驗能夠實現有效降低發動機噪聲排放的目的。例如，通過控制發動機燃燒室火焰穩定燃燒，可以減少燃燒室內壓力的隨機脈動，有效降低燃燒室產生的噪聲；通過採用結構優化設計方法優化發動機及傳動系統結構來改進噴口設計，從而降低發動機進出風口的排氣噪聲水平。西科斯基公司在RAH-66科曼奇直升機尾梁兩側設置向下狹長的帶狀排氣口，發動機噴氣排入尾撐內部的寬大流道，然後導入帶狀排氣口，這樣可以極大地強化與環境空氣的混合，達到降低發動機排氣噪聲水平的目的，增強直升機隱身性能。
傳動系統噪聲
傳動系統噪聲主要源於因齒輪齧合誤差引起的高頻齧合激振力引起的機匣、支架等結構的振動而產生的結構性噪聲，此噪聲為諧波噪聲。傳動系統噪聲與機械振動緊密聯繫且相互耦合影響，因此噪聲水平也是反映傳動系統品質的重要指標：一方面噪聲可能影響系統性能，導致系統零部件過早疲勞，甚至失效；另一方面傳動系統噪聲是直升機艙內噪聲的最主要來源，對直升機乘員直接產生不利影響。直升機傳動系統減振降噪技術研究對保障系統性能，提高系統安全性和可靠性以及乘員舒適性方面有著重要意義，直升機發展過程中應將噪聲水平作為傳動系統設計先進與否的主要考核指標。
TEENI計劃中阿蒂丹-1H發動機噪聲試驗裝置
20世紀90年代，先進旋翼機傳動系統研究（ART）計劃由美國航空航天局（NASA）與美軍牽頭，波音公司、西科斯基公司、麥道公司和貝爾公司均積極響應，主要目的在於實現直升機傳動系統減重、降噪、提高壽命和可靠性。ART計劃將傳動系統噪聲在1987年主流水平基礎上減少10dB作為判別傳動系統先進與否的三大重要指標之一。經過多年持續研究，各公司在直升機傳動系統領域均達到了預定的目標，取得了豐碩成果。2001年，美軍又提出了21世紀旋翼機傳動系統研究（RDS-21）計劃，該計劃本質上是ART項目的延續，主要由波音公司和西科斯基公司參與。RDS-21計劃對新一代直升機傳動系統減重、降噪、提高壽命、降低全生命週期費用提出了明確而愈來愈高的要求，其中傳動系統發出的噪聲須再降低15dB。
美國在ART計劃及後續的RDS-21計劃實施過程中，對直升機傳動系統噪聲的控制技術研究足夠重視，對噪聲控制以具體的噪聲下降指標來考核。NASA劉易斯研究中心的齒輪傳動噪聲研究試驗器專門對直升機齒輪傳動噪聲產生原因進行了廣泛的研究，取得了不少成果。該試驗器以OH-58D基奧瓦直升機主減速器為平臺，對基準機和採用低噪聲設計的基奧瓦直升機進行噪聲對比試驗，試驗結果表明噪聲降幅可達7～16dB，驗證了低噪聲傳動系統設計技術的有效性。
由於傳動系統噪聲主要由齒輪齧合誤差引起的結構振動產生，因此傳動系統降噪技術的重點在於各種吸振、隔振、連接及阻尼結構的理論分析和設計技術研究，以及加工裝配精度對轉子、齒輪動力特性及噪聲的影響分析研究。ART計劃中各直升機公司通過改進傳動系統齒形設計以減小齒輪齧合噪聲，並採用在主減速器均扭裝置設置彈性層以及在主減速器輸入齒輪輪輻設置彈性花鍵等手段來實現噪聲傳播途徑的衰減隔斷。
波音公司在傳動機匣設置壓電作動器，在微處理機控制下生成與噪聲相位0相差180°的反向波形，從而實現主動抵消噪聲，CH-47直升機臺架試驗及前齒輪箱全尺寸模擬試驗結果表明主動減噪的效果良好。基於貝爾407直升機平臺，貝爾公司也研究了多諧波主動結構聲控的可行性，以實現將傳動系統傳到直升機駕駛艙的噪聲降低的目的。通過對直升機主傳動系統噪聲主成分進行分析，導出傳動階段的主導聲源，應用壓電陶瓷作動器以控制聲波在變速箱配套支撐或接收面板中的傳播。
旋翼系統噪聲
渦軸發動機及傳動系統產生的噪聲由於頻率較高，在傳播過程中衰減很快，因此影響範圍主要集中於機艙內的乘員。旋翼系統轉速較低，與空氣作用產生的低頻噪聲穿透能力強，對於直升機周邊環境而言，旋翼系統噪聲為主要成分，因此對於直升機旋翼系統噪聲原理、噪聲測試及噪聲控制技術的研究比發動機和傳動系統噪聲研究開展得更加深入。
直升機旋翼系統噪聲通常分為旋轉噪聲、寬帶噪聲和槳葉拍擊噪聲，其中旋轉噪聲是由槳葉旋轉而引起的週期性離散噪聲，可進一步細分為厚度噪聲、載荷噪聲、槳-渦干擾噪聲（BVI）和高速脈衝噪聲（HIS）。旋翼系統產生的各類噪聲的機理、頻段及產生位置均各不相同，因此旋翼系統噪聲相對於直升機位置具有指向性，比如厚度噪聲和高速脈衝噪聲主要向前傳播，載荷噪聲及寬帶噪聲主要垂直飛行平面向地面傳播。
NASA劉易斯研究中心齒輪傳動噪聲研究試驗器。
旋翼系統噪聲研究主要集中在噪聲計算和噪聲控制技術，旋翼噪聲計算與旋翼流場的求解密切相關。近年來隨著旋翼計算流體力學（CFD）技術的快速發展，槳葉表面氣動力計算精度得到很大提高，由此帶來噪聲計算精度的同步提高。目前旋翼氣動噪聲領域常見的計算方法是Kirchhoff方法和FW-H方法。
採用CFD/FW-H方程計算所得旋翼BVI噪聲聲壓級沿球面空間的分佈。
旋翼系統噪聲控制技術通過發展旋翼被動降噪設計或旋翼主動降噪設計技術來實現。旋翼被動降噪設計是通過旋翼的氣動佈局優化以降低特定種類噪聲分量，設計對象包括後掠、尖削和下反等不同構型槳尖的優化設計，旋翼翼形的優化設計，旋翼槳葉的扭轉角分佈設計，旋翼槳葉弦長分佈優化設計等。英國BERP計劃IV階段發展的一種先進槳尖形式的旋翼能有效實現直升機外部噪聲的下降。歐盟“旋翼氣動噪聲優化項目”（ERATO）通過旋翼氣動佈局優化使得噪聲下降了7dB。
旋翼主動降噪設計技術通過在旋翼內安裝傳感器、作動器等裝置來實現旋翼槳葉攻角或相位的主動控制以降低旋翼噪聲。主動降噪設計技術包括高階諧波控制、單片槳葉控制、主動後緣小翼控制、噪聲聲壓抵消以及自適應旋翼控制等。西科斯基公司在SMART旋翼項目中重點開展在旋翼槳葉上佈置前緣和後緣裝置進行降低振動和噪聲的研究，目前該項目已完成驗證機試驗，計劃進行飛行試驗。空客直升機公司研究了通過雙襟翼特殊設計降低BVI噪聲的ADASYS旋翼，其雙襟翼通過壓電材料裝置以每分鐘15～40次的頻率進行驅動，從而改變槳葉的氣流和運動，降低直升機降落時的振動和噪聲。
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