一种旋翼飞行器的全局主动降噪方法与流程

1.本发明涉及旋翼气动噪声领域，具体涉及一种基于声全息和声场重构的全局主动降噪方法。


背景技术：

2.旋翼飞行器能够垂直起降、低空飞行，特有的飞行优势使其在军事和民用领域都得到了广泛应用，并将成为未来城市空中交通的主要载运工具。旋翼飞行器的任务定位包括但不限于战场投放、航拍物探、客运服务(如空中出租车)、紧急救护、货运服务、智慧城市管理、空中媒体等。但飞行器的旋翼与空气相互作用而产生的气动噪声，不仅严重影响了飞行器的军事隐蔽性与可探测性，而且会产生较大的环境噪声污染与社区干扰。旋翼所辐射出的气动噪声逐渐成为限制其发展和应用的关键因素，探索旋翼噪声的有效控制方法具有重要的科学意义与应用价值。
3.旋翼气动噪声的控制方法主要分为被动降噪和主动降噪两种方法。被动降噪方法包括旋翼优化设计，如优化桨叶外形设计(如调整翼型分布、桨尖后掠、桨叶尖削等)，该类被动设计方法虽可在一定程度上降低旋翼噪声，但往往会使得旋翼的输出功率和推力下降，影响旋翼气动性能。为兼顾飞行器气动性能与噪声抑制，被动降噪类方法的效果通常较为有限，且存在飞行状态的适应性问题。目前，主动噪声控制技术理论和试验方面的研究主要集中在旋翼桨
‑
涡干扰噪声的控制，包括高阶谐波控制、单片桨叶控制、主动扭转旋翼和主动后缘小翼等方面。需要指出的是，该类主动噪声控制方法均需在已有旋翼系统上引入复杂的机械结构或外部激励，将进一步增加旋翼系统的复杂程度，进而影响旋翼的可靠性与安全性。
4.总体来说，现有旋翼噪声主动控制方法的实用性和可行性不高，难以有效解决旋翼气动噪声的抑制问题。


技术实现要素：

5.为了解决上述问题，本发明提供一种能够实现旋翼全局噪声的自适应有效控制的全局主动降噪方法。
6.为了实现上述目的，本发明提供的技术方案是：一种旋翼飞行器的全局主动降噪方法，包括以下步骤：
7.通过测量装置测量旋翼飞行器的噪声；
8.以所述噪声的声压信号为输入，利用傅里叶声学分析方法与声压边界条件，得到旋翼旋转区域外噪声解的函数表达形式；
9.根据声全息方法构建声学模态系数与测量装置阵列声压信号的关系函数，提取最优声学模态系数，预测旋翼噪声声全息声场；
10.根据所述旋翼噪声声全息预测声场，利用声场重构方法分析所要重构的目标声场；
11.以所述最优声学模态系数为输入，利用声模态匹配关系，提取单极子声源群的控制信号；
12.利用自适应最优相位搜索方法对所述单级子声源群控制信号的在线调节，从而对旋翼噪声的全局主动降噪与自适应控制。
13.进一步的，所述以所述噪声的声压信号为输入，利用傅里叶声学分析方法与声压边界条件，得到旋翼旋转区域外噪声解的函数表达形式，进一步包括：
14.当旋翼桨尖速度小于音速时，旋翼噪声方程可简化为式(1)，旋翼旋转区域外噪声满足无源齐次波动方程式(2)，引入傅里叶变换进行推导；
[0015][0016][0017]
其中，p为声压，c为声速，v
n
为桨叶表面的法向运动速度，ρ0为空气密度，l
i
为单位面积介质的载荷，f(x,t)＝0为物面运动方程，δ(f)函数表明厚度和载荷噪声源仅分布在桨叶表面，为面声源，r,θ,φ分别为观测点与原点距离、仰角、方位角，ω为噪声频率，为波数；
[0018]
在球坐标系中，测量装置的布置位置表示为式(3)，球坐标系声学波动方程的频域形式为式(4)
[0019]
r
j
＝(r
j
,θ
j
,φ
j
), j＝1
…
j
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
[0020][0021]
则基于傅里叶声学分析方法的满足索默菲尔德辐射条件的旋翼噪声解的级数展开形式为式(5)
[0022][0023]
其中，c
m,n
(k)为声模态系数，为一阶spherical hankel函数，y
nm
(θ,φ)为球谐函数。
[0024]
进一步的，所述根据声全息方法构建声学模态系数与测量装置阵列声压信号的关系函数，提取最优声学模态系数，进一步包括：
[0025]
根据hels方法在指定基函数中对测量点噪声声压信号进行最佳逼近，以估计最优声学模态系数，声学模态系数与麦克风阵列测量点声压信号满足如下关系：
[0026][0027][0028]
利用最小二乘法解得最优声学模态系数为：
[0029]
{c
m,n
(k)}＝([ψ
(1)
]
h
[ψ
(1)
])
‑1[ψ
(1)
]
h
{p
d
}
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(8)
[0030]
进一步的，所述根据所述旋翼噪声声全息预测声场，利用声场重构方法分析所要
重构的目标声场，进一步包括：
[0031]
球坐标系下扬声器阵列的布置位置可表示为r
s
＝(r
s
,θ
s
,φ
s
),s＝1
…
s，则位于r
s
的单极子声源辐射声场在原点展开形式为式(9)
[0032][0033]
其中，q
s
为扬声器质量源强度，q
s
＝
‑
iωρ0q
s
，q
s
为扬声器体积源强度；
[0034]
扬声器阵列所产生的声场可表示为式(10)，声场重构的目标声场应满足式(11)所示关系
[0035][0036][0037]
进一步的，所述以所述最优声学模态系数为输入，利用声模态匹配关系，提取单极子声源群的控制信号，进一步包括：
[0038]
结合式(10)和式(11)，以最优声学模态系数作为输入，基于声模态匹配关系得到式(12)，通过改变扬声器阵列控制信号，当源强度满足式(12)时，即可产生旋翼噪声反向声场，该式的矩阵形式可表示为式(13)
‑
式(17)。
[0039][0040]
ikjtq＝
‑
c
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(13)
[0041]
q＝[q1ꢀ…ꢀ
q
s
]
ts
×1ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(14)
[0042][0043][0044][0045]
其中，矩阵q代表了扬声器阵列各单元的声源强度，矩阵t表明扬声器阵列产生的声模态空间的无关向量组由其布置方位角φ
s
和仰角θ
s
决定。
[0046]
而扬声器阵列布置半径r
s
决定了扬声器阵列辐射各声模态的效率，反应在对角矩阵j的函数j
n
(kr
s
)对阶数n的低通特性。矩阵t一般并非方阵，采用正则化技术求解式(15)，计算得扬声器阵列控制信号
[0047]
作为优选的技术方案，所述声场重构方法包括高阶环境立体声法、波场合成法、球谐分解法中的一种或多种。
[0048]
作为优选的技术方案，所述自适应最优相位搜索方法为固定方向的指数型相位在
线搜索方法。
[0049]
作为优选的技术方案，在旋翼反向声场重构过程中，当相位因旋翼转速波动所产生的变化超出阈值时，利用所述自适应最优相位在线搜索方法来更新相位与扬声器阵列控制信号，实现反向声场重构的自适应性。
[0050]
作为优选的技术方案，在桨叶旋转区域外布置测量装置以及次级声源产生装置，所述测量装置用于采集测量点处的噪声声压信号数据，所述次级声源产生装置用于控制信号调节与反向声场重构。
[0051]
本发明相对于现有技术的有益效果是：该全局主动降噪方法利用桨叶旋转区域外测量点所收集的噪声声压信号数据，提出基于声全息技术的旋翼噪声声场在线预测模型；进而，利用离散分布单极子声源群作为次级声源，建立重构旋翼噪声全局声场的反向声场模型。将该反向声场与原旋翼噪声场叠加，即可通过声
‑
声抵消实现旋翼噪声的全局降噪；
[0052]
相对于现有的被动与主动降噪方法，基于声全息与声场重构的全局主动降噪方法无需改变旋翼翼型或引入复杂的机械结构，仅需在机体周围布置若干测量装置和次级声源，避免了系统复杂度与成本代价的增加，该方法具有更高的实用价值与降噪效果；
[0053]
另外，相对于基于自适应滤波算法的传统旋翼噪声有限点处局部降噪，基于声全息和声场重构的降噪方法一致性更优，能够实现真正的旋翼全局降噪；
[0054]
另外，基于最优相位搜索的自适应声场调节可克服旋翼转速波动对降噪效果带来的不利影响，实现反向重构声场的在线更新与旋翼噪声全局降噪的自适应控制。
附图说明
[0055]
图1是本发明提供的一种旋翼飞行器的全局主动降噪方法的流程图；
[0056]
图2是本发明中基于最优相位搜索的自适应声场调节的流程图；
[0057]
图3是本发明中全局降噪前后的球形声压分布的示意图。
具体实施方式
[0058]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0059]
本实施例提供一种基于声全息和声场重构的全局主动降噪方法，参照图1，该全局主动降噪方法包括旋翼测量点处噪声声压信号的采集、旋翼噪声声全息声场预测、旋翼噪声反向声场重构和基于最优相位搜索的自适应声场调节。具体包括以下几个步骤：
[0060]
步骤1，在对旋翼飞行器外形形状与基本结构进行分析的基础上，在桨叶旋转区域外布置测量点与测量装置，以及次级声源产生装置。测量装置用于采集测量点处的噪声声压信号数据，次级声源产生装置用于控制信号调节与反向声场重构。
[0061]
本实例中利用麦克风作为声压测量装置，以扬声器阵列作为次级声源产生装置。麦克风阵列与扬声器阵列在旋转区域外的常见采样形式包括均匀采样、高斯采样、近似均匀采样等。由于均匀采样便于实现，本实例中的麦克风测量装置与扬声器阵列均采用均匀布置的排列形式。
[0062]
步骤2，旋翼噪声声全息声场预测。将测量点处的噪声声压信号数据作为输入，基于傅里叶声学分析的基本方法与声压边界条件，得到旋翼旋转区域外噪声解的函数表达形式；采用声全息方法构建声学模态系数与测量装置阵列声压信号的关系函数，提取最优声学模态系数，预测旋翼噪声声全息声场。
[0063]
具体的，首先当旋翼桨尖速度小于音速时，可将fw
‑
h方程中的四极子噪声项忽略，此时旋翼噪声方程可简化为式(1)。由于dirichlet函数δ(f)仅在物面有意义，因此式(1)中右侧声源项仅出现在有界的旋翼旋转区域。旋翼旋转区域外噪声满足无源齐次波动方程式(2)，引入傅里叶变换进行推导。
[0064][0065][0066]
其中，p为声压，c为声速，v
n
为桨叶表面的法向运动速度，ρ0为空气密度，l
i
为单位面积介质的载荷。f(x,t)＝0为物面运动方程，δ(f)函数表明厚度和载荷噪声源仅分布在桨叶表面，为面声源。r,θ,φ分别为观测点与原点距离、仰角、方位角，ω为噪声频率，为波数。
[0067]
在球坐标系中，测量装置麦克风阵列的布置位置可表示为式(3)，球坐标系声学波动方程的频域形式为式(4)。
[0068]
r
j
＝(r
j
,θ
j
,φ
j
), j＝1
…
j
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
[0069][0070]
其次，式(2)所表示的声场解还应当满足测量点的声压连续性以及无穷远处旋翼噪声声压趋近于0(索默菲尔德辐射条件)两个边界条件，则基于傅里叶声学分析方法的满足索默菲尔德辐射条件的旋翼噪声解的级数展开形式为式(5)。
[0071][0072]
其中，c
m,n
(k)为声模态系数，仅与声模态阶数和波数有关。旋翼噪声的声模态分布与旋翼的桨叶片数密切相关。为一阶spherical hankel函数，描述声模态在半径的变化规律。y
nm
(θ,φ)为球谐函数，可描述声模态在方位角和仰角的变化规律。
[0073]
另外，考虑到麦克风阵列安装不可避免存在误差，会影响旋翼噪声测量信号，而常用的基于加权系数计算声模态的方法未考虑该误差的影响。此处，采用s.f.wu等人发展的hels方法(式(6))在指定基函数中(式(7))对测量点噪声声压信号进行最佳逼近，以估计最优声学模态系数。声学模态系数与麦克风阵列测量点声压信号满足如下关系：
[0074][0075][0076]
由于一般测量点数多于截断项，可利用最小二乘法解得最优声学模态系数为：
[0077]
{c
m,n
(k)}＝([ψ
(1)
]
h
[ψ
(1)
])
‑1[ψ
(1)
]
h
{p
d
}
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(8)
[0078]
步骤3，旋翼噪声反向声场重构。基于步骤2所得旋翼噪声声全息预测声场，利用声场重构技术(如高阶环境立体声、波场合成、球谐分解等方法)来分析所要重构的目标声场。在此基础上，以最优声学模态系数作为输入，基于声模态匹配关系，提取单极子声源群的控制信号。
[0079]
具体来说，本实例中的单极子声源群由扬声器阵列产生，并采用高阶环境立体声方法来实现反向声场重构，该方法可与步骤2中的hels方法统一在声模态空间，便于建模计算。首先，球坐标系下扬声器阵列的布置位置可表示为r
s
＝(r
s
,θ
s
,φ
s
),s＝1
…
s，则位于r
s
的单极子声源辐射声场在原点展开形式为式(9)。
[0080][0081]
其中，q
s
为扬声器质量源强度，q
s
＝
‑
iωρ0q
s
。q
s
为扬声器体积源强度，源强度由扬声器阵列控制信号的幅值和相位决定。
[0082]
进一步，扬声器阵列所产生的声场可表示为式(10)，该式表明扬声器阵列产生的声场声模态系数由扬声器阵列的源强度唯一确定。由于通过调整扬声器阵列控制信号可产生任意目标声场，为实现全局降噪所需重构的基于声
‑
声抵消的目标反声场，便是旋翼噪声的反向声场。
[0083]
因而，声场重构的目标声场应满足式(11)所示关系。
[0084][0085][0086]
结合式(10)和式(11)，以最优声学模态系数作为输入，基于声模态匹配关系可得到式(12)。通过改变扬声器阵列控制信号，当源强度满足式(12)时，即可产生旋翼噪声反向声场，从而实现旋翼噪声全局降噪。该式的矩阵形式可表示为式(13)
‑
式(17)。
[0087][0088]
ikjtq＝
‑
c
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(13)
[0089]
q＝[q1ꢀ…ꢀ
q
s
]
ts
×1ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(14)
[0090][0091][0092]
[0093]
矩阵q代表了扬声器阵列各单元的声源强度。矩阵t表明扬声器阵列产生的声模态空间的无关向量组由其布置方位角φ
s
和仰角θ
s
决定。该无关向量组决定了改变扬声器阵列控制信号能独立控制的目标声场声模态系数个数。而扬声器阵列布置半径r
s
决定了扬声器阵列辐射各声模态的效率，反应在对角矩阵j的函数j
n
(kr
s
)对阶数n的低通特性。矩阵t一般并非方阵，采用正则化技术求解式(15)，计算得扬声器阵列控制信号。
[0094]
步骤4，基于最优相位搜索的自适应声场调节。考虑到实际情况下因旋翼转速波动造成的不利影响，利用自适应最优相位搜索方法来实现单级子声源群控制信号的在线调节，从而实现旋翼噪声的全局主动降噪与自适应控制。
[0095]
理想情况下，旋翼噪声稳定，基于式(13)获得的扬声器阵列控制信号可使扬声器阵列精确重构旋翼噪声反向声场，即可实现旋翼噪声的全局降噪。但是，实际情况下不可避免地会出现旋翼转速波动，导致旋翼噪声相位改变，从而严重影响声
‑
声抵消效果。因此，为保证旋翼飞行器的实际工作中的全局降噪效果，需利用自适应控制技术来进行重构声场的实时调整。本实例利用扬声器阵列控制信号来在线调节最优相位，基于最优相位搜索方法来抑制旋翼转速波动对降噪效果带来的不利影响。
[0096]
另外需要说的是，实现最优相位在线搜索的有效途径和方法并不唯一，考虑到麦克风阵列测量信号经fft和hels得到的最优声模态系数存在测量噪声和数值噪声，基于梯度算法的相位搜索容易收敛到局部解，本实例采用固定方向的指数型相位在线搜索方法来进行最优相位的在线搜索，如图2所示，在旋翼反向声场重构过程中，当相位因旋翼转速波动所产生的变化超出阈值时，利用最优相位在线搜索方法来更新相位与扬声器阵列控制信号，实现反向声场重构的自适应性，进一步提高本发明的实用价值。
[0097]
基于声全息和声场重构的旋翼噪声全局降噪利用了声学波动方程的本构关系，一方面可将多入多出的复杂噪声控制系统降低到最优相位搜索，极大地减小了计算量，有利于主动控制的在线实现；另一方面可整体降低旋翼噪声，实现旋翼噪声全局降噪。
[0098]
本发明的基于声全息与声学重构的旋翼降噪仿真结果表明，当扬声器规模达到8个时，在麦克风阵列测量半径处可实现22.70db噪声抑制。基于仿真结果的旋翼噪声控制前、后不同半径球面声压分布如图3所示。从图3(a
‑
b)可以看出面内噪声最大，且面外噪声随半径增加衰减比面内噪声迅速。图3(b
‑
d)表明本文方法在实现面内降噪的同时，对面外噪声也有明显的降噪效果。试验结果表明本文提出方法可实现旋翼噪声整体17.1db噪声衰减，同时麦克风阵列测量位置0.7m平均15.8db噪声衰减。这表明使用本发明所述的旋翼噪声抑制方法具有良好的降噪效果。
[0099]
另外，本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其中，该计算机可读存储介质可存储有程序，该程序执行时包括上述方法实施例中记载的任何全局主动降噪的部分或全部步骤。
[0100]
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
[0101]
所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储器中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体
现出来，该计算机软件产品存储在一个存储器中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储器包括：u盘、只读存储器(rom，read
‑
only memory)、随机存取存储器(ram，random access memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
[0102]
本领域普通技术人员可以理解上述实施例的各种方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于一计算机可读存储器中，存储器可以包括：闪存盘、只读存储器(英文：read
‑
only memory，简称：rom)、随机存取器(英文：random access memory，简称：ram)、磁盘或光盘等。
[0103]
以上参照附图描述了根据本发明的实施例的用于实现全局主动降噪方法的示例性流程图。应指出的是，以上描述中包括的大量细节仅是对本发明的示例性说明，而不是对本发明的限制。在本发明的其他实施例中，该方法可具有更多、更少或不同的步骤，且各步骤之间的顺序、包含、功能等关系可以与所描述和图示的不同。