飞机舱内降噪：被动和主动降噪
舱内降噪是一个复杂工程，需从噪声源、噪声传递路径以及噪声接收者三方面同时采取措施才能取得良好效果，但前提是必须深刻理解声源特性、传递路径。降噪通常分为被动降噪与主动降噪，被动降噪主要是通过修改传递路径增大传递损失，主动降噪则是通过设置次级声源或振源来消除噪声源的干扰，该方法不用修改机身结构，不增加机身重量，相比大幅度修改机身结构其成本较低，是一种行之有效的方法。
一、被动降噪 1、改善噪声源
舱内噪声主要是外部噪声源通过传递路径进入舱内形成的，故而降低噪声源声压级是最根本的方法。目前已经有许多研究学者在这方面开展了大量的工作，如增大涡扇发动机的涵道比;为了改善发动机结构传声，发动机支座采用阻尼性能优良的减振缓冲器来衰减振动传递;采取优化发动机短舱的技术，如无缝声衬、唇口声处理技术、负斜进气口设计与锯齿形喷管等;为了降低湍流边界层噪声，设计起落架整流罩，缝翼下表面安装声衬、等离子激励器主动控制方法等。
2、优化噪声传递路径
该方法在理论上，对空气传声与结构传声均能取得较好的降噪效果。但是，外部噪声源通常分布在机身较大区域，而被动降噪主要集中于局部区域，于是空气传声的降噪效果相对欠佳。对于分布在局部且易于定义的结构传声的振源降噪却相对良好。常见的机身结构由机身蒙皮、多孔材料、机身框架与桁架、内饰板等组成，如图1所示。
图1 典型机身结构横截面 (由SAE Paper 820961@1982 SAE International提供)
为了兼顾传递损失与重量，吸声多孔材料常采用密度大约为7kg/m3的玻璃纤维毡，该纤维毡用防渗布包裹防止水分进入而影响其吸声性能。机身蒙皮与内饰板均安装在机身框架上，为了有效阻止结构传声，常在内饰板与机身框架中间设置动态吸振器(图2)或阻尼垫。前者只在较窄频带范围减振效果明显，后者的减振效果与阻尼应用结构形式有关。
图2 飞机内部内饰板的隔振措施
目前最常用的形式就是采用约束型阻尼结构(也就是结构表面附着一层黏弹性阻尼材料，再在阻尼材料上覆盖一层刚度较大的约束层)，对于这种阻尼结构最重要的一个指标就是阻尼材料的剪切参数(阻尼层产生剪切变形的能力)，它有一个最优值，若是偏离这个最优值，可能结构损耗因子(阻尼结构的减振性能指标值越大，减振性能越好)只有阻尼材料损耗因子(材料本身的阻尼减振特性)最大值的百分之几十，甚至只能达到百分之几。
在机身蒙皮壁板一般通过这种方式能获得较好的减振效果(图3)，但主要限制在机身蒙皮的基本频率之上。
图3 约束阻尼器应用于机身蒙皮的示意图
在机身框架(图4)与桁架(图5)上采取阻尼材料构成阻尼结构，可把减振性能延伸到低频范围。同时在地板、门以及内饰板表面上采用阻尼结构也能获得良好减振降噪效果。
图4 机身桁架阻尼器
图5 机身框架阻尼器
二、主动降噪 因飞机重量的限制，被动降噪方法的降噪效果有限，尤其表现在低频噪声的降低效果欠佳。一种较常见的被动降噪方法是在机身上布置被动协调振动阻尼器(约束阻尼材料的一种，见图3)来增大机身的动态刚度，在机身共振频率能获得较好的减振效果。但这种方法只在一定频率范围内有效，减振特性不能随噪声源特性的变化而改变，主动降噪因具有这种特性而受到关注。
在20世纪30年代，Lueg提出了其主要思想，即空气中的声速远小于电脉冲的速度，这意味着当声波从它被检测到的一点传输到它被控制的某点时，就有足够的时间在电子电路中处理这个声信号和驱动控制单元。
在早期，主要采用模拟电路来实现，它只适用于恒定的稳定场，但对于声场这种非稳定场却不适合。在随后几十年里，主动控制方法研究停滞不前，这不是理论的缺乏，而是技术层面得不到支持，因为要获得控制系统所需的精度，控制器必须精确适应周围声场的变化。
直到20世纪80年代，自适应滤波理论的提出与数字信号处理器件的应用，才使主动噪声控制得到快速发展。随后，英国南安普顿大学、阿德莱德大学等开展了大量工作。
国内直到20世纪90年代，南京航空航天大学、中科院声学研究所、上海交通大学等才在这方面开展相关研究工作。采用主动控制舱内噪声的方法就是通过在舱内布置麦克风、激振器、误差传声器等仪器设备，产生与噪声场的声模态相位相反、幅值相等的信号来控制舱内声模态，如图6所示。
图6 主动控制舱内噪声
采用主动噪声控制对具有多且复杂的噪声传递路径的飞机舱内噪声效果较好，主动结构控制方法主要是改善噪声传递损失，属于一种局部主动控制技术，但它不能有效控制从其他传递路径进入舱内的噪声。还有一种是主动结构/声学控制方法，主要是减少最主要耦合结构的模态，从而改善舱内全局声压级。该方法可能会激发非扰动声模态，故而尽管它能降低舱内噪声，但有时结构振动响应反而会增大。
英国南安普顿大学早在1990年就开展了一系列关于螺旋桨飞机舱内噪声的主动控制工作，得到了降噪效果与声场特征、次级声源、误差传感器布置的关系。随后，美国麦道公司对喷气式飞机的舱内主动降噪进行了研究，在巡航时能达到8~10dB，但在起落和着陆时降噪效果欠佳。Fuller等采用主动结构控制方法研究了结构振动声辐射与声透射，研究结果表明，采用主动结构控制方法能有效改善振动声辐射特性。Griffin等在Boeing 767机身段声学试验平台上采用主动降噪方法研究了低频噪声的衰减，在模态分析的基础上确定了误差传感器、激励器的位置，并采用FXLMS (Filter-X Mean Squares) 算法使得舱内具有8~11dB的降噪效果。
相比国外，国内在主动控制方面的研究主要集中在室内混响声场、汽车内部噪声、水声噪声、气流管道噪声等方面，对于飞机舱内的主动降噪研究却很少。如吴亚锋等对螺旋桨飞机舱内噪声开展一系列研究工作，采用FXLMS等算法实现了舱内多通道有源噪声控制;胡海岩等提出了不需要外置声学传感器对结构噪声进行控制的新概念，利用嵌入式压电传感器输出的信号和神经网络，识别结构周围噪声场声压的方法，并以此作为控制系统的反馈信号，从而实现了不用外部传感器对结构噪声的主动控制。
目前主动降噪方法存在以下的困难：
1、该方法主要用于降低低频噪声的场合，频带较窄，对于中高频这类宽频带噪声降噪效果不是很明显。这主要是因为低频时少数几个最明显的声模态决定着舱内声场，这些模态易于区分，控制这些声模态就能取得良好降噪效果。而对于高频，声模态密度随着频率的增加而增大，大约与f3成正比(结构模态密度随频率增大，增长速度相对较慢，大约与f 成正比)，声模态之间也会发生叠加现象，为此对这些声模态的控制比较困难。
2、误差麦克风对舱内噪声的自适应性还存在不足，不能有效地随噪声特性改变而改变，反馈信息存在滞后现象。
来源：摘编自《航空学报》2016年第8期《飞机舱内噪声的研究现状》，原文作者：左孔成，陈鹏，王政，田昊，唐道锋
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