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334 2019 年 5 月

初从根本上最大限度地避免 “声学缺陷” 问题的发
0 引言
生。同时对比金属机身与复材机身的隔声性能，分
随着科技的进步和新材料的应用，民用飞机 析复材机身的声学薄弱环节，为后续的降噪设计提
(以下简称 “民机”) 逐步向超大宽体、低噪声、轻 供依据。
量化等方向发展，大量采用高性能复合材料 (以
1 理论基础
下简称 “复材”) 是航空航天飞行器发展的重要方
向 [1−2] 。其中在民机领域，复材应用发展非常迅 1.1 传声损失定义
速，如 B787 机身段采用全复材结构，复材用量达到
传声损失 (又称隔声量) 是评判航空结构隔声
50%，而 A350XWB 的复材用量为 52% [1,3] 。先进发
能力的重要参数。飞机壁板传声损失特性通常通过
动机的静音技术已经使得飞机发动机噪声大幅降
试验测量获得，如混响室-混响室法、混响室-消声室
低，相比之下，机身气流摩擦噪声和结构振动辐射噪
法及全尺寸机身侧壁隔声试验的声导法和扬声器
声已经占到飞机噪声的很大比重，而这部分噪声主
阵列法。对于复材机身结构壁板的隔声性能仍采用
要依靠机体结构来隔离。鉴于此，复材结构将是承
传声损失这一参数进行评价定义。
担着隔离大部分外部噪声 (如附面层噪声、发动机
传声损失等于入射到结构上的声功率 W i 与透
风扇噪声、喷流噪声) 的主要部件，且复材板壳的声
过结构的声功率 W t 之比的常用对数乘以 10，单位
学特性研究对于结构的低噪声设计具有重要的意
为dB。由于声强比与声功率比是相同的，所以传声
义 [4] 。
损失通常与构件面积无关，传声损失公式为
由于复材的可设计性，虽然带来了强度和重量 ( ) ( )
优势，但同时也造成了隔声性能的损失。与传统金 TL = 10 lg W i = 10 lg 1 . (1)
W t τ
属壁板结构相比，复材壁板在中高频上的隔声性能
1.2 复材平板结构声振分析
明显下降，必须在设计前期进行降噪设计，以免影响
利用无限大薄板理论 [8] ，具有对称性的复材平
舱内的环境舒适度，增加后期声学加工的难度和重
板结构弯曲波振动方程可表示为 [5,9]
量成本。研究发现，复材结构的铺层、角度、铺设方
4
2
3
3
∂ w ∂ w ∂w ∂ w ∂ w
式都对结构的隔声性能有着极大的影响 [5] 。在民机 D 11 +4D 16 +2(D 12 +2D 66 )
∂x 4 ∂x ∂y ∂x ∂y 3
2
3
设计流程中，如果飞机已经投入运营以后再考虑噪 3 4 2
∂w ∂ w ∂ w ∂ w
声控制问题，不仅受到空间和重量成本的限制，而且 + 4D 26 + D 22 + ρh = p(x, y, t),
∂x ∂y 3 ∂x 4 ∂t 2
降噪的效果也受到了局限，消耗的人力物力成本也 (2)
大大提高。而复材的可设计性，必然可以在民机设
式 (2) 中，ρ 为板的密度，h 为板的厚度。对于各
计之初，通过对影响隔声性能的铺层参数进行设置，
2
3
项同性板来说，D 11 = D 22 = Eh /12(1 − ν )，
在满足强度和安全的要求下进行声学设计，不仅能
D 12 = νD 11 ，ν 为泊松比，D 66 = Gh /12，且
3
节约重量和空间成本，更可以有效地从根本上解决
D 16 = D 26 = 0。对于正交结构，D 11 ̸= D 22 ，
噪声问题。
D 16 = D 26 = 0。但大多数复材结构都是各项异
基于上述原因，本文从复材平板结构入手，利
性的，因此D 16 、D 26 不为0。
用无限大障板声学理论 [5] 和统计能量法 (Statistic
每一层铺层都可以看成正交的，其材料属性
energy analysis, SEA)分析复材平板结构声学性能，
可表示为 E 11 为与纤维平行方向的弹性模量；E 22
并与实验结果 [6] 进行对比，验证SEA方法建模的有
为与纤维垂直方向的弹性模量；ν 12 为垂直方向应
效性。然后依托某机型复材攻关壁板，利用 SEA 方
变与平行于纤维方向的应力比值；G 12 为剪切模量；
法分析壁板的隔声性能，获得影响复材结构声学特
ν 21 = ν 12 E 22 /E 11 。因此，每一层铺层的弹性刚度系
性的主要因素及影响趋势。最后将复材机身结构，
数可由材料属性和纤维角度表示为
等效成一个复材圆柱壳体结构 [7] ，分析不同参数，
N
包括半径、长度、铺层方式、加筋等对结构隔声性能 D ij = 1 ∑ (Q ij ) k (z − z 3 ), (3)
˜
3
k
k−1
的影响，用于指导复材结构声学设计，实现在设计之 3 k=1