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第 37 卷 第 6 期 胡莹等: 基于散射矩阵法的飞机壁板声学优化设计 919
2.3 材料参量的确定 排除对舱内噪声影响较小的材料参数,如隔热隔声
建立整机声学模型后,需要确定各个子系统的 层的流阻、孔隙率、纤维扭曲因子、黏滞特性长度、
材料参量,材料参数的正确与否直接关系到后期噪 热特性长度,这 5 种参数需要通过材料实验才能获
声预计结果的正确性。不同的子系统在计算时需要 取准确的数据,经噪声参数敏感度分析,它们对舱
涉及的材料参数有所不同,如蒙皮、地板、内饰结构 内噪声影响很小,可取类似材料的参考值进行计算。
子系统需要确定材料的厚度、密度、拉伸模量、剪切 表1 给出了飞机的材料参量 [9] 。
模量、泊松比等,而位于蒙皮与内饰之间的隔热隔 2.4 主要噪声源分析
声层材料需要确定密度、流阻、孔隙率、纤维扭曲因
民用飞机的噪声激励源有发动机、气流脉动、
子、黏滞特性长度、热特性长度、阻尼损耗因子等等。
振动等,每个激励源对舱内噪声的贡献和影响不同。
大部分材料参数可以通过查找飞机设计材料选用
发动机噪声源根据发动机供应商提供的台架测试
手册获取,手册中没有给出的材料参数通过查找相
数据加载在机身表面;气动噪声即湍流附面层噪声
关文献确定。对于手册中没有定义,而查找文献也
采用经验公式 [10−11] 计算;振动噪声包含发动机振
难以获得的材料数据,通过材料参数的敏感度分析,
动和 TBL 引起的机体振动,通过采用地面测试和
表 1 材料性能参数 经验数据计算获得。以尾吊发动机飞机在飞行高度
Table 1 Critical material parameters 9000 m、飞行速度0.6 Ma (200 m/s) 巡航状态为例,
将发动机噪声源、气动噪声、振动噪声这三种不同
密度/ 拉伸模量/ 剪切模量/
泊松比 的外部激励载荷分别加载在SEA声学模型上,计算
(kg·m −3 ) Gpa Gpa
铝合金 2750 72.7 27.3 0.33 各个噪声源对不同舱段噪声水平的影响,根据舱内
玻璃纤维增 声压级分析噪声源贡献量,如图5、图6所示。表2给
2250 48.9 18.4
强环氧树脂 出了主要噪声源分析结论。
玻璃纤维增
1250 40.6 0.38
强酚醛树脂
表 2 各舱段的主要噪声源
蜂窝板 144.3 0.06 0.025
NOMEX Table 2 The major noise sources in different
29 0.06 0.025
蜂窝板 cabin
NORDAM
1190 3.3 1.2 0.37
亚克力板 舱段 主要噪声源 舱段 主要噪声源
密度/ 流阻率/ 驾驶舱 TBL 服务舱 TBL、发动机、振动
孔隙率 扭曲因子
4
(kg·m −3 ) (10 Ns·m −4 ) 前舱第一段 发动机、TBL、振动 前舱第二段 发动机
6.72 0.23 99% 1.5 前舱第三段 发动机 前舱第四段 发动机
玻璃纤维 9.6 0.40 98% 1.5 中舱第一段 发动机 中舱第二段 发动机
24 1.17 96% 1.5 后舱第一段 发动机 后舱第二段 发动机
ԧү TBL ү
Aᝠిܦԍጟ/dB(A)
10
ᰂᓎ ҒҬᓎ Ғᓎ Ғᓎ2 Ғᓎ3 Ғᓎ4 ˗ᓎ1 ˗ᓎ2 Ցᓎ1 Ցᓎ2
图 5 尾吊发动机飞机噪声源贡献量
Fig. 5 The contribution of different noise sources