直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制技術(shù)研究

（南京航空航天大學(xué)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）

陸 洋

副教授，主要研究方向?yàn)樾赂拍铍娍匦硐到y(tǒng)、直升機(jī)振動(dòng)及噪聲的主動(dòng)控制、旋翼飛行器設(shè)計(jì)。主持國(guó)家自然科學(xué)基金、國(guó)家自然科學(xué)青年基金、國(guó)防973項(xiàng)目專題、航空基金、武器裝備預(yù)研基金各類橫向課題等20余項(xiàng)。在SCI、EI、重要核心期刊及國(guó)際、國(guó)內(nèi)學(xué)術(shù)會(huì)議上發(fā)表學(xué)術(shù)論文50余篇；獲國(guó)家發(fā)明專利授權(quán)5項(xiàng)；曾獲教育部科技進(jìn)步一等獎(jiǎng)1項(xiàng)，國(guó)防科技進(jìn)步二等獎(jiǎng)、三等獎(jiǎng)各1項(xiàng)，中航工業(yè)科技進(jìn)步三等獎(jiǎng)1項(xiàng)。

直升機(jī)艙內(nèi)噪聲特征與控制方法

多年來，直升機(jī)艙內(nèi)噪聲一直是令人困擾的問題。直升機(jī)飛行時(shí)，整個(gè)動(dòng)力傳動(dòng)系統(tǒng)包括旋翼[1]、尾槳[2]、發(fā)動(dòng)機(jī)[3]、傳動(dòng)齒輪及附屬組件[4]都向直升機(jī)艙內(nèi)輻射及傳遞噪聲，使駕乘人員和直升機(jī)各組件始終處在復(fù)雜且惡劣的噪聲環(huán)境之中。強(qiáng)噪聲不僅危害駕乘人員身體健康，影響工作效率，其誘發(fā)的結(jié)構(gòu)振動(dòng)與聲疲勞還可能嚴(yán)重影響直升機(jī)的安全性[5]。據(jù)有關(guān)標(biāo)準(zhǔn)，一般民用飛機(jī)艙內(nèi)噪聲均以不超過85dB為設(shè)計(jì)指標(biāo)。國(guó)外多型直升機(jī)經(jīng)艙內(nèi)降噪改裝設(shè)計(jì)和處理后，平均噪聲水平已降低到90dB以下[6]。而現(xiàn)場(chǎng)測(cè)試數(shù)據(jù)顯示，我國(guó)某型民用直升機(jī)艙內(nèi)噪聲級(jí)在110～120dB[7-8]。因此，必須采取一定的手段來降低直升機(jī)的艙內(nèi)噪聲水平，這也成為我國(guó)直升機(jī)研制工作中最為關(guān)鍵的技術(shù)問題之一。

從頻率角度分析，直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主要由旋翼產(chǎn)生的低頻氣動(dòng)噪聲、減速器內(nèi)部齒輪嚙合產(chǎn)生的中高頻結(jié)構(gòu)聲和寬帶背景噪聲組成[9]。圖1為S-76直升機(jī)艙內(nèi)噪聲頻譜圖[10]。該直升機(jī)艙內(nèi)噪聲頻譜是在寬帶譜的基礎(chǔ)上疊加一系列離散譜。這些線譜噪聲嚴(yán)重影響駕乘人員的舒適度，也是各類噪聲控制技術(shù)的主要目標(biāo)。

常見的噪聲控制技術(shù)可分為被動(dòng)控制和主動(dòng)控制。用于直升機(jī)艙內(nèi)降噪時(shí)，被動(dòng)控制技術(shù)對(duì)中低頻噪聲的控制能力差、系統(tǒng)尺寸和質(zhì)量較大、增加燃油消耗，影響了直升機(jī)整體性能，同時(shí)不能適應(yīng)直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)速的變化，降噪效果遠(yuǎn)達(dá)不到用戶的要求[11]。為了取得更好的降噪效果，需要一種新的降噪方法。這種方法應(yīng)能夠?qū)χ械皖l噪聲取得很好的降噪效果；系統(tǒng)質(zhì)量輕，通常不需要對(duì)直升機(jī)的現(xiàn)有結(jié)構(gòu)作出大的修改；通過與傳統(tǒng)降噪措施相結(jié)合，在中低頻和高頻段都能較好地抑制噪聲。直升機(jī)主動(dòng)噪聲控制技術(shù)便在這種需求下成為新的研究熱點(diǎn)，也是未來最有前途的實(shí)現(xiàn)艙內(nèi)噪聲整體控制的解決方案[12]。本文即針對(duì)直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制技術(shù)中的主要問題進(jìn)行討論，包括主動(dòng)噪聲控制方法的形成與發(fā)展，主動(dòng)控制應(yīng)用于直升機(jī)艙內(nèi)噪聲控制的技術(shù)分類，已取得的艙內(nèi)噪聲控制效果和所采用的主動(dòng)控制律等，為我國(guó)直升機(jī)艙內(nèi)噪聲控制提供一定的參考。

圖1 S-76直升機(jī)艙內(nèi)噪聲頻譜Fig.1 Interior noise spectrum of a S-76 helicopter

主動(dòng)噪聲控制技術(shù)

盡管直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制是近30年來的一項(xiàng)新興技術(shù)，但它與主動(dòng)噪聲控制（Active Noise Control，ANC）有著深厚的技術(shù)淵源，或者說直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制是主動(dòng)噪聲控制技術(shù)在直升機(jī)艙室的應(yīng)用與發(fā)展。ANC思想的產(chǎn)生可以追溯到20世紀(jì)30年代。具體到一個(gè)數(shù)字化的主動(dòng)噪聲控制系統(tǒng)，其基本思想是通過控制器和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)對(duì)聲場(chǎng)進(jìn)行跟蹤并實(shí)時(shí)產(chǎn)生與原始聲源幅值相等、相位相反的次級(jí)聲源來抑制和消除噪聲。在1936年美國(guó)公布的一份富有遠(yuǎn)見的專利書中，德國(guó)工程師Lueg[13]闡述了上述思想（見圖2）。Olson和May[14]則共同提出了另一種ANC系統(tǒng)。隨后，Kido和Chaplin[15-16]開始探索數(shù)字信號(hào)處理技術(shù)及設(shè)備在主動(dòng)噪聲控制方面的應(yīng)用，由此奠定了現(xiàn)代前饋主動(dòng)噪聲控制技術(shù)的基礎(chǔ)。隨著高速數(shù)字信號(hào)處理器件的快速發(fā)展，Widrow[17]提出了自適應(yīng)濾波理論，并將其應(yīng)用于有源噪聲控制。經(jīng)過不斷發(fā)展，產(chǎn)生了以濾波最小均方（Filtered-x Least Mean Square， Fx-LMS） 算法為代表的經(jīng)典算法。此后，ANC技術(shù)進(jìn)入了一個(gè)快速發(fā)展時(shí)期。

現(xiàn)在，主動(dòng)噪聲控制研究有兩個(gè)領(lǐng)域非?；钴S，并且已經(jīng)取得了豐碩成果。一個(gè)領(lǐng)域以英國(guó)南安普頓大學(xué)的Nelson和Elliott等[18]為代表，他們將工作重點(diǎn)集中在復(fù)雜的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和研究實(shí)現(xiàn)上，并且研究了降噪效果與聲場(chǎng)特征、次級(jí)聲源、誤差傳感器布放等因素的關(guān)系。這部分研究是傳統(tǒng)ANC思想（Lueg方案）的繼續(xù)發(fā)展，所不同之處在于將現(xiàn)代控制技術(shù)融入自適應(yīng)主動(dòng)降噪系統(tǒng)設(shè)計(jì)之中；另一領(lǐng)域是以美國(guó)弗吉尼亞理工大學(xué)的Fuller[19]和澳大利亞阿德萊德大學(xué)的Snyder[20]為代表的研究方向。他們側(cè)重于采用次級(jí)力源進(jìn)行結(jié)構(gòu)噪聲的主動(dòng)控制。研究表明，對(duì)結(jié)構(gòu)噪聲，使用次級(jí)力控制結(jié)構(gòu)振動(dòng)進(jìn)而抑制噪聲，往往比用揚(yáng)聲器作為次級(jí)聲源抑制噪聲更為有效。實(shí)質(zhì)上，該技術(shù)是ANC在振動(dòng)控制領(lǐng)域的應(yīng)用與發(fā)展。

圖2 Paul Lueg于1936年所申請(qǐng)專利中的ANC插圖Fig.2 ANC illustration page of Paul Lueg's patent in 1936

以上兩種技術(shù)均已在直升機(jī)艙內(nèi)噪聲控制中得到了應(yīng)用。同時(shí)可以看出，直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制技術(shù)與主動(dòng)振動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展交錯(cuò)進(jìn)行，難以分開。

直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制技術(shù)

由于人們對(duì)舒適性的迫切需求，ANC技術(shù)很快被引入直升機(jī)降噪領(lǐng)域，即直升機(jī)艙內(nèi)噪聲控制是主動(dòng)噪聲控制的一種應(yīng)用。結(jié)合直升機(jī)結(jié)構(gòu)和噪聲特點(diǎn)，該技術(shù)已經(jīng)取得了長(zhǎng)足發(fā)展，并得到了廣泛驗(yàn)證和應(yīng)用。與現(xiàn)今兩個(gè)活躍的噪聲控制領(lǐng)域相匹配，目前直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制存在兩種主要的控制策略。雖然研究者的思路不同，但是這兩種策略卻有著相當(dāng)程度的技術(shù)相關(guān)性。本節(jié)試圖從前述ANC技術(shù)的發(fā)展歷程出發(fā)，通過主動(dòng)消聲技術(shù)、主動(dòng)結(jié)構(gòu)聲振控制技術(shù)和所采用的主動(dòng)控制律這3方面來闡述主動(dòng)噪聲控制技術(shù)用于直升機(jī)艙內(nèi)降噪的國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀與發(fā)展方向。

1 主動(dòng)控制技術(shù)分類

從20世紀(jì)80年代末開始，經(jīng)過20多年的發(fā)展，已有多種方案可以實(shí)現(xiàn)直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制，其中主動(dòng)消聲技術(shù)和主動(dòng)結(jié)構(gòu)聲振控制技術(shù)是研究最多也是最主要的兩種控制策略。

（1）主動(dòng)消聲技術(shù)（Active Sound Cancellation，ASC）。該技術(shù)為傳統(tǒng)ANC在直升機(jī)艙內(nèi)噪聲控制方面的直接應(yīng)用，它以揚(yáng)聲器作為控制器，產(chǎn)生一個(gè)等幅反相的次級(jí)聲場(chǎng)，與原直升機(jī)艙內(nèi)的氣動(dòng)聲場(chǎng)或結(jié)構(gòu)聲場(chǎng)疊加，達(dá)到消減噪聲的目的。這種方法對(duì)1000Hz以下頻率的噪聲降噪效果明顯，且無需對(duì)直升機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行改動(dòng)，比較容易實(shí)現(xiàn)。圖3為主動(dòng)消聲技術(shù)框圖，展示了主動(dòng)消聲技術(shù)的基本原理。

（2）主動(dòng)結(jié)構(gòu)聲振控制（Active Structural Acoustic Control， ASAC）。該技術(shù)以結(jié)構(gòu)作動(dòng)裝置（Structural actuator）為控制機(jī)構(gòu)，通過控制振動(dòng)達(dá)到抑制結(jié)構(gòu)噪聲的目的。作動(dòng)機(jī)構(gòu)安裝于直升機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)、傳動(dòng)系統(tǒng)與機(jī)身之間等位置，通過抑制結(jié)構(gòu)振動(dòng)水平，減少其對(duì)機(jī)艙的噪聲輻射及艙內(nèi)噪聲。其中，主動(dòng)隔離控制（Active Isolation Control）是發(fā)展最早也是最為成熟的一個(gè)領(lǐng)域，也屬于ASAC的范疇。該技術(shù)的基本原理是通過主動(dòng)控制算法，利用安裝于主減速器撐桿上的作動(dòng)器抑制傳向機(jī)身的齒輪嚙合振動(dòng)，最終達(dá)到降低艙內(nèi)噪聲水平的目的。例如，在主減速器的撐桿上采用主動(dòng)控制技術(shù)，得到主動(dòng)主減速器撐桿 （見圖4），不但可削減由旋翼產(chǎn)生的低頻噪聲，還可有效降低齒輪嚙合產(chǎn)生的噪聲，而且能適應(yīng)直升機(jī)工作條件變化所帶來的旋翼轉(zhuǎn)速變化。

2 主動(dòng)消聲技術(shù)的應(yīng)用

ASC技術(shù)首先被引入螺旋槳飛機(jī)艙內(nèi)噪聲控制領(lǐng)域，以解決艙內(nèi)槳葉通過頻率及其前幾階高次諧波的噪聲控制問題，之后才被用來解決直升機(jī)艙內(nèi)噪聲問題。故介紹直升機(jī)艙內(nèi)噪聲的研究現(xiàn)狀之前，需要先簡(jiǎn)要介紹螺旋槳飛機(jī)應(yīng)用ASC技術(shù)的發(fā)展歷程。

圖3 主動(dòng)消聲技術(shù)系統(tǒng)框圖Fig.3 Basic active sound cancellation system

英國(guó)南安普頓大學(xué)聲與振動(dòng)研究所（ISVR- Institute of Sound and Vibration Research） Elliott、Nelson[21]和Topexpress公司 Doring等[22]分別在一架BAe748雙發(fā)48座飛機(jī)上完成了首次艙內(nèi)主動(dòng)噪聲控制飛行試驗(yàn)，取得了相似的令人鼓舞的降噪結(jié)果。圖5為ASC技術(shù)在螺旋槳飛機(jī)上應(yīng)用的示意圖。90年代，幾乎所有大的飛機(jī)制造廠商都參與了主動(dòng)噪聲控制的研究。歐盟飛機(jī)先進(jìn)主動(dòng)噪聲控制技術(shù)研究項(xiàng)目（ASANCA）采用了龐大的多通道控制系統(tǒng)，先后在包括SAAB340、SAAB2000、Dornier328、ATR42 等螺旋槳飛機(jī)在內(nèi)的多種機(jī)型上進(jìn)行了主動(dòng)噪聲控制的地面測(cè)試和飛行試驗(yàn)。其中，SAAB340（以及SAAB2000、SAAB340的后繼機(jī)型）是世界上第一種實(shí)際應(yīng)用ASC技術(shù)并投入市場(chǎng)的商用螺旋槳飛機(jī)。進(jìn)入21世紀(jì)，根據(jù)有關(guān)報(bào)道，目前在龐巴迪Q（quiet）系列、空中客車A400M、洛克希德·馬丁公司的C-130等型號(hào)的部分飛機(jī)上已經(jīng)安裝了具備座艙噪聲主動(dòng)控制功能的系統(tǒng)[23]。

由于與螺旋槳飛機(jī)艙內(nèi)噪聲控制有許多相似之處，通過ASC技術(shù)進(jìn)行直升機(jī)艙內(nèi)噪聲控制的方案很快便得到嘗試。然而，有關(guān)ASC技術(shù)用于直升機(jī)艙內(nèi)降噪試驗(yàn)的文獻(xiàn)相對(duì)較少，原因在于初級(jí)聲場(chǎng)的極端復(fù)雜性。美國(guó)Lord公司以旋翼和尾槳的槳葉通過頻率及其高階諧波為主要降噪目標(biāo)，通過在Bell 206L直升機(jī)艙內(nèi)布放揚(yáng)聲器以實(shí)現(xiàn)ASC。這些工作在Jolly發(fā)表的一篇論文中被提及[24]，但是更多細(xì)節(jié)無法得知。另外，Jolly于1996年申請(qǐng)了一個(gè)專利，該專利詳細(xì)描述了一個(gè)直升機(jī)混合主動(dòng)/被動(dòng)噪聲與振動(dòng)控制系統(tǒng)的思想和結(jié)構(gòu)，如圖6所示[25]。其中主動(dòng)噪聲控制部分運(yùn)用了ASC技術(shù)，圖中35c表示揚(yáng)聲器。

圖4 安裝有作動(dòng)器的主動(dòng)撐桿Fig.4 Active struts equipped with actuators

Boucher等[26]針對(duì)歐洲EH101多用途直升機(jī)進(jìn)行了ANC試驗(yàn)研究。主要降噪目標(biāo)為旋翼槳葉通過頻率（17.5Hz）的二、三階諧波頻率和尾槳槳葉通過頻率（63.38Hz）及其二階諧波頻率。該控制系統(tǒng)有32個(gè)傳聲器（安裝于座椅頂部）和16個(gè)揚(yáng)聲器（安裝于座椅頂部和艙室頂部），采用經(jīng)過修改的Fx-LMS算法和TMS320C40 DSP。飛行試驗(yàn)結(jié)果顯示，35Hz、52.5Hz、63.38Hz、126.76Hz噪聲分別降低了6dB、6.5dB、12dB、5dB。分析表明，初級(jí)聲場(chǎng)的復(fù)雜性和時(shí)變性影響著系統(tǒng)的收斂性。且揚(yáng)聲器功率難以達(dá)到初級(jí)聲場(chǎng)的聲壓強(qiáng)度，比如單獨(dú)針對(duì)17.5Hz噪聲，消減10dB至少需要8個(gè)揚(yáng)聲器。

以上兩例ASC技術(shù)應(yīng)用于直升機(jī)艙內(nèi)降噪的工作針對(duì)的都是低頻噪聲。對(duì)于1000Hz以上的齒輪嚙合噪聲，由于聲腔模態(tài)密度很高，ASC技術(shù)要取得全局噪聲控制是不切實(shí)際的。這一點(diǎn)在Belanger[27]發(fā)表的論文中被提及。

圖5 ASC技術(shù)在螺旋槳飛機(jī)上的應(yīng)用示意圖Fig.5 Application of active sound cancellation in a propeller aircraft

圖6 直升機(jī)混合主動(dòng)/被動(dòng)噪聲與振動(dòng)控制系統(tǒng)Fig.6 Hybrid active-passive noise and vibration control system for helicopter

國(guó)內(nèi)，南京航空航天大學(xué)智能材料結(jié)構(gòu)研究所也從20世紀(jì)90年代開始，展開了飛機(jī)艙內(nèi)主動(dòng)降噪工作的研究，并取得了滿意的結(jié)果。此外，南京大學(xué)聲學(xué)所、中科院聲學(xué)所、上海交通大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)等高等院校也從不同方面對(duì)該領(lǐng)域進(jìn)行了廣泛而深入的研究。例如，胡涵和陳克安等[7]采用一套自主研發(fā)的多通道主動(dòng)噪聲控制系統(tǒng)，針對(duì)我國(guó)某型直升機(jī)機(jī)身艙段進(jìn)行了主動(dòng)噪聲控制試驗(yàn)，在能量較集中的兩個(gè)頻譜分量處均取得了很好的降噪效果（125Hz降噪量約7dB，250Hz降噪量約6dB），且在其他譜線位置未發(fā)生明顯溢出現(xiàn)象。目前，國(guó)內(nèi)還沒有實(shí)際應(yīng)用于國(guó)產(chǎn)直升機(jī)的ANC系統(tǒng)。

3 主動(dòng)結(jié)構(gòu)聲振控制技術(shù)

針對(duì)頻率為1000Hz以下的噪聲，ASC技術(shù)降噪效果明顯，但是，對(duì)減速器齒輪嚙合產(chǎn)生的1000～3000Hz范圍的結(jié)構(gòu)噪聲，ASC降噪效果甚至沒有被動(dòng)控制技術(shù)好。而該頻率范圍的噪聲卻最影響人的舒適感。這種噪聲為齒輪嚙合振動(dòng)通過撐桿組件傳遞至機(jī)身，引起機(jī)身振動(dòng)而產(chǎn)生的輻射噪聲。數(shù)年的研究結(jié)果表明，針對(duì)直升機(jī)齒輪嚙合噪聲，ASAC技術(shù)更有前途。依據(jù)不同的反饋信號(hào)進(jìn)行劃分，可將直升機(jī)ASAC分為以噪聲信號(hào)作為反饋量的ASAC技術(shù)和以振動(dòng)信號(hào)作為反饋量的ASAC技術(shù)，如圖7所示。

（1）以噪聲作為反饋量的ASAC系統(tǒng)。目前僅見于S-76和MD-900直升機(jī)。Millott等[10]在S-76Helibus（Sikorsky）上進(jìn)行了ASAC試飛試驗(yàn)，通過在減速器到機(jī)身的傳力梁上靠近減速器支撐桿連接點(diǎn)處布置Moog Proof-mass作動(dòng)器，以反饋傳聲器處的800Hz齒輪嚙合噪聲為控制目標(biāo)，在懸停、222 km/h速度前飛、機(jī)動(dòng)飛行等科目的測(cè)試中，艙內(nèi)不同位置的另外32個(gè)監(jiān)測(cè)聲傳感器處取得了平均7～12dB的降噪效果；在加強(qiáng)了控制算法的魯棒性以及改進(jìn)了系統(tǒng)辨識(shí)算法后，1996～1997年進(jìn)行了第二次試飛試驗(yàn)，獲得了10～20dB的降噪效果。Sikorsky采用的方法稱為“點(diǎn)遏制法（Choke-Point Methodology）”，在遏制點(diǎn)阻斷振動(dòng)能量通過減速器支承傳遞到機(jī)身。試驗(yàn)過程中，僅針對(duì)800Hz噪聲進(jìn)行了控制。

Mathur[28]針對(duì)MD-900直升機(jī)，通過安裝于機(jī)身內(nèi)壁的壓電作動(dòng)器作為次級(jí)力源，以分布于艙內(nèi)的反饋傳聲器處的齒輪嚙合噪聲為控制目標(biāo)，進(jìn)行了ASAC試驗(yàn)。目標(biāo)頻率噪聲在16個(gè)傳聲器處總體降低了3.5～4.5dB。但是試驗(yàn)過程中，未從傳感器信號(hào)中很好地分離出參考信號(hào)，這導(dǎo)致所取得的降噪量較小。表1列出了S-76與MD-900直升機(jī)ASAC試驗(yàn)的部分信息。

（2）以振動(dòng)作為反饋量的ASAC系統(tǒng)。本試驗(yàn)已在BK117、EH101、EC135和Bell407等直升機(jī)上進(jìn)行。Kawaguchi[29]提出一種主動(dòng)減振降噪系統(tǒng)。該系統(tǒng)將液壓作動(dòng)器嵌入BK117直升機(jī)減速器撐桿，以撐桿底部的振動(dòng)信號(hào)作為反饋量，實(shí)現(xiàn)了對(duì)控制點(diǎn)處縱向和橫向振動(dòng)的控制。由于液壓作動(dòng)器動(dòng)作較為緩慢，其對(duì)高頻齒輪嚙合頻率（1000～3000Hz）振動(dòng)控制效果并不理想。于是，Sutton等[30]將工作頻帶較寬的磁致伸縮作動(dòng)器，安裝在一根EH101直升機(jī)的減速器撐桿試驗(yàn)件上，從橫向/縱向波傳播的角度對(duì)傳到下游受體的動(dòng)能進(jìn)行主動(dòng)控制。在250～1250Hz 范圍內(nèi)的離散頻率點(diǎn)上取得了平均30～40dB的動(dòng)能衰減效果。同時(shí)期的Brennan、Unruh、Jolly、Boucher等[31-34]也進(jìn)行了相關(guān)的ASAC研究。

之后，Eurocopter公司的Gembler[35]在Daimiler Benz公司的幫助下，以EC135直升機(jī)為對(duì)象，開始嘗試用壓電陶瓷構(gòu)建智能結(jié)構(gòu)作為減速器主動(dòng)支承，以期實(shí)現(xiàn)ASAC。在分析了智能撐桿的作動(dòng)能力和ASAC 所需的控制力/應(yīng)變的關(guān)系后，發(fā)現(xiàn)在壓電陶瓷驅(qū)動(dòng)下，智能桿完全能夠勝任ASAC。Maier[36]和Hoffmann等[37]以此為基礎(chǔ)，采用智能撐桿控制撐桿底部的齒輪嚙合振動(dòng)，進(jìn)而抑制艙內(nèi)噪聲。分別于2000年和2004年在BK117機(jī)上進(jìn)行了全主動(dòng)支承減速器-機(jī)身連接配置的試飛，在無地效懸停、111～222km/h速度前飛等狀態(tài)下，針對(duì)齒輪嚙合噪聲取得了一定的降噪效果，如表2所示。之后運(yùn)用壓電材料作動(dòng)器構(gòu)造智能撐桿的技術(shù)得到了迅速發(fā)展。

最新進(jìn)展是Pasco等[38]在Bell407上進(jìn)行的ASAC試驗(yàn)研究。在30%～90%發(fā)動(dòng)機(jī)扭矩下，以Bell407艙內(nèi)4個(gè)齒輪嚙合噪聲譜為控制目標(biāo)進(jìn)行了地面試驗(yàn)。低扭矩情況下ASAC系統(tǒng)取得了良好的降噪效果，而在高扭矩時(shí)效果并不明顯。

圖7 主動(dòng)結(jié)構(gòu)聲振控制示意圖Fig.7 Sketch of active structural acoustic control system

另外，Baz和Asiri運(yùn)用多層壓電智能材料和層疊作動(dòng)器構(gòu)造出有濾波功能的周期支撐桿，結(jié)合Fx-LMS算法取得了對(duì)齒輪嚙合基頻噪聲的良好降噪效果[39-41]。該支柱只讓某段特殊頻帶的波通過，稱為“帶通”，而阻斷其他頻率的波，稱為“帶阻”。這些頻段的頻譜寬度和位置在運(yùn)用被動(dòng)周期撐桿時(shí)是固定的，但是在主動(dòng)周期撐桿中是可調(diào)的。

國(guó)內(nèi)，南京航空航天大學(xué)雷凌云博士[42]對(duì)ASAC技術(shù)進(jìn)行了深入的理論和試驗(yàn)研究，提出了加速度反饋控制（Acceleration Output Extended Feedback， AOEF）技術(shù)，在模擬直升機(jī)減速器/機(jī)身主動(dòng)隔振模型上，對(duì)多輸入多輸出主動(dòng)最佳隔振和自適應(yīng)桿件的有效性進(jìn)行驗(yàn)證。與純自適應(yīng)前饋控制相比，基于自適應(yīng)反饋或AOEF阻尼設(shè)計(jì)的前饋/反饋混合控制是一種有效的控制策略，在提高收斂速度、降低穩(wěn)態(tài)控制誤差的同時(shí)，具有良好的抗瞬態(tài)沖擊干擾能力。但是試驗(yàn)過程中，所針對(duì)的振動(dòng)頻率較低，且未監(jiān)測(cè)噪聲變化情況。近期，筆者采用一種離散預(yù)測(cè)滑?？刂品椒╗43]，在所研制的直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制試驗(yàn)系統(tǒng)上，分別進(jìn)行了以振動(dòng)作為反饋量和以噪聲作為反饋量的ASAC試驗(yàn)研究。針對(duì)多個(gè)齒輪嚙合噪聲取得了良好的控制效果。同時(shí)結(jié)果表明，以噪聲信號(hào)作為反饋量的ASAC系統(tǒng)可取得更好的效果。另外，針對(duì)被動(dòng)/主動(dòng)周期撐桿開展了大量的研究工作，取得了一定的進(jìn)展。

4 控制律

控制律設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制的關(guān)鍵技術(shù)之一。明顯地，ASC和ASAC的控制律與主動(dòng)噪聲控制所采用的控制律原理是一致的。實(shí)際上，Lueg和Olson、May的工作具有非凡的意義，他們演示了兩種不同的主動(dòng)噪聲控制方法。Lueg的方案可看做一個(gè)前饋控制系統(tǒng)，上游麥克風(fēng)測(cè)得的噪聲先驗(yàn)知識(shí)為其前饋控制量。而Olson與May的方案則可看作一個(gè)反饋控制系統(tǒng)，麥克風(fēng)與次級(jí)聲源距離很近，并且不需要聲場(chǎng)的先驗(yàn)知識(shí)。所以，典型的ASAC算法同樣可分為反饋控制和前饋控制?；诜答伩刂扑惴ǖ腁SAC系統(tǒng)僅見于S-76艙內(nèi)噪聲控制的相關(guān)文獻(xiàn)。Millott等[10]采用高階諧波控制（Higher Harmonic Control，HHC）方法，針對(duì) S-76主齒輪副嚙合噪聲取得了10～20dB的降噪效果。該算法基于線性準(zhǔn)靜態(tài)假設(shè)，其控制間隔較大，更新速率較慢，僅適用于頻率較低、外擾比較平穩(wěn)以及結(jié)構(gòu)參數(shù)變化不大的情況[44]。而前饋LMS算法因其計(jì)算復(fù)雜度低、在平穩(wěn)環(huán)境中的收斂性好、其均值無偏地收斂到維納解、容易實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn)，得到了人們的廣泛關(guān)注。例如，Hoffmann通過構(gòu)造濾波器個(gè)數(shù)與噪聲譜線數(shù)相等的并聯(lián)結(jié)構(gòu)前饋Fx-LMS算法，針對(duì)數(shù)個(gè)BK117艙內(nèi)齒輪嚙合噪聲取得了最高19.5dB的控制效果[36-37]。但是該算法處理噪聲、不確定外擾和結(jié)構(gòu)時(shí)變系統(tǒng)的能力有限。更重要的是，隨著濾波器個(gè)數(shù)的增多，算法計(jì)算量明顯增大，自適應(yīng)能力降低，甚至可能引起控制無效。為降低算法計(jì)算量并提升旁瓣諧波控制能力，Pasco采用PC-LMS算法[38，45]針對(duì) Bell407 艙內(nèi) 4 個(gè)齒輪嚙合噪聲譜進(jìn)行了ASAC地面試驗(yàn)，取得了一定的降噪效果。但是低階FIR濾波器的采用使算法處理不確定外擾的能力降低。

表1 S-76與MD-900直升機(jī)ASAC試驗(yàn)對(duì)比

表2 BK117直升機(jī)ASAC試驗(yàn)情況對(duì)比

Tseng、Walchko和Pinte等[46-48]指出，對(duì)于含有多頻成分的復(fù)雜噪聲信號(hào)，由反饋控制器與自適應(yīng)前饋控制器相結(jié)合而形成的混合控制系統(tǒng)可獲得較為有效的控制效果。由于針對(duì)單頻外擾，前饋控制的效果遠(yuǎn)比反饋控制好，鑒于以上情況，可依靠單通道前饋控制對(duì)主要的嚙合頻率信號(hào)進(jìn)行有效控制；同時(shí)，用反饋控制來彌補(bǔ)前饋控制的缺陷，以獲得多頻控制特性和全局性能的改善。這樣構(gòu)成的前饋-反饋混合控制更能夠適應(yīng)直升機(jī)噪聲頻譜特征，取得更佳的降噪效果。

目前，專門針對(duì)直升機(jī)ASAC系統(tǒng)設(shè)計(jì)的混合控制算法較為少見。但是在通常的主動(dòng)噪聲控制領(lǐng)域，已可見諸多混合控制算法。Swanson[49]把自適應(yīng)前饋和自適應(yīng)反饋控制結(jié)合起來用于管道噪聲控制。Wang[50]也基于Fx-LMS算法，使用相同的混合控制策略進(jìn)行封閉空間內(nèi)的噪聲對(duì)消。在他們的研究中采用自適應(yīng)濾波器作為反饋控制器，構(gòu)造出相當(dāng)于無控響應(yīng)的信號(hào)作為反饋控制器的輸入。Mehta[51]基于定量反饋理論（QFT）對(duì)H∞方法的設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行性能優(yōu)化，然后應(yīng)用到混合控制中，在400Hz帶寬內(nèi)取得了10～20dB的控制效果。Yuan[52]針對(duì)非最小相位的控制通道系統(tǒng)，采用H∞理論進(jìn)行反饋控制器的設(shè)計(jì)補(bǔ)償，設(shè)計(jì)思路清晰，目標(biāo)明確，使得自適應(yīng)前饋控制的性能向理論上的完全控制邁進(jìn)了一大步。Tseng把內(nèi)模反饋控制器應(yīng)用于混合控制，試驗(yàn)結(jié)果表明：在200～500Hz范圍內(nèi)的控制效果大大優(yōu)于單獨(dú)采用前饋或反饋控制的效果，并得出實(shí)用的混合控制系統(tǒng)最好由固定的反饋控制器與自適應(yīng)的前饋控制器相結(jié)合而組成的觀點(diǎn)。Ma[53-55]把PID反饋控制器與基于FIR濾波器或Novel濾波器的自適應(yīng)前饋控制器結(jié)合起來構(gòu)成結(jié)構(gòu)振動(dòng)、噪聲對(duì)消混合控制系統(tǒng)[53-55]，這種反饋控制器結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，計(jì)算工作量小，控制效果好。以上這些算法都未在直升機(jī)ASAC平臺(tái)上得到驗(yàn)證。

近期，筆者將所設(shè)計(jì)的離散預(yù)測(cè)滑模反饋控制器與Fx-LMS前饋控制器相結(jié)合，構(gòu)造出具有多頻控制能力的ASAC混合控制算法[43]?；谒兄频闹鄙龣C(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制系統(tǒng)的試驗(yàn)研究表明，該算法能夠同時(shí)控制多個(gè)齒輪嚙合頻率噪聲，且具有更快的收斂速度和更強(qiáng)的魯棒性。

結(jié)束語

直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制存在巨大的商業(yè)和軍事應(yīng)用潛力，因此近年來吸引了世界上諸多著名學(xué)者及研究機(jī)構(gòu)的目光，不少國(guó)家和組織投入了大量的人力、物力進(jìn)行該領(lǐng)域的研究。它是控制理論、數(shù)字信號(hào)處理、振動(dòng)與聲學(xué)、智能材料與結(jié)構(gòu)、傳感與驅(qū)動(dòng)技術(shù)、電子與計(jì)算機(jī)科學(xué)等諸多學(xué)科的交叉融合。整理回顧直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制的發(fā)展過程可見，由于主動(dòng)降噪系統(tǒng)的高度繼承性和多學(xué)科交叉性，其發(fā)展尚不成熟，包括以下關(guān)鍵技術(shù)在內(nèi)的課題還需進(jìn)一步突破：

（1）作動(dòng)器問題。隨著智能材料（如壓電智能材料、磁致伸縮材料等）技術(shù)的不斷發(fā)展，憑借其質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)緊湊、價(jià)格相對(duì)低廉、作用力大、工作頻帶寬、響應(yīng)快、壽命較長(zhǎng)（沒有齒輪或軸承一類的運(yùn)動(dòng)部件）等優(yōu)點(diǎn)，以其為主要材料的智能作動(dòng)器已得到廣泛應(yīng)用，并于20世紀(jì)90年代就被引入直升機(jī)艙內(nèi)噪聲主動(dòng)控制領(lǐng)域。智能材料產(chǎn)生的位移很小，難以完成所需的動(dòng)作。研究和發(fā)展能夠產(chǎn)生較大位移的智能材料具有重大意義。智能材料用于主動(dòng)撐桿，還需考慮承拉能力。由于國(guó)內(nèi)的材料研究、制造和加工工藝與國(guó)際先進(jìn)水平尚有一定差距，壓電智能結(jié)構(gòu)的執(zhí)行效率還有較大的提高空間。另外，材料的強(qiáng)度、疲勞特性也是限制這類應(yīng)用的主要因素。材料、工藝等技術(shù)的進(jìn)步才能使智能結(jié)構(gòu)真正走入工程應(yīng)用。

（2）寬頻降噪。在傳統(tǒng)LMS算法上進(jìn)行改進(jìn)，可以更好地跟蹤復(fù)雜振動(dòng)/噪聲信號(hào)，取得更好的艙內(nèi)噪聲寬頻控制效果。目前，對(duì)并聯(lián)結(jié)構(gòu)LMS控制律的改進(jìn)及構(gòu)造具有更高性能的前饋-反饋混合控制律正成為研究熱點(diǎn)。其他新的方法和對(duì)LMS算法的新的改進(jìn)也需要得到探索；另一方面，由于可共用大部分測(cè)試和計(jì)算硬件，故可嘗試將ASC與ASAC相融合，通過ASC 控制直升機(jī)艙內(nèi)中低頻噪聲，而通過ASAC實(shí)現(xiàn)對(duì)艙內(nèi)中高頻噪聲的控制，從而實(shí)現(xiàn)更好的寬頻噪聲控制效果。

（3）多通道情況下封閉空間的主動(dòng)噪聲控制。多通道情況下，自適應(yīng)濾波器數(shù)量的增加必然導(dǎo)致收斂因子彼此牽連，增加了多入多出控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和調(diào)試難度。同時(shí)計(jì)算量迅速增加，實(shí)時(shí)性難以保證。為此，需設(shè)計(jì)更加簡(jiǎn)便高效的控制策略，并對(duì)其進(jìn)行性能分析。

（4）控制系統(tǒng)的魯棒性。飛行中的直升機(jī)，結(jié)構(gòu)參數(shù)具有一定的不確定性，并且伴隨大量的外界擾動(dòng)。在這樣的情況下，要控制其產(chǎn)生的噪聲，始終取得好的降噪效果，就要求控制系統(tǒng)具有魯棒性，對(duì)應(yīng)的算法具有魯棒性。設(shè)計(jì)具有魯棒性的算法和整個(gè)控制系統(tǒng)，仍然是研究工作的重中之重。

（5）商業(yè)化。在取得了一定的技術(shù)突破之后，需要考慮諸多實(shí)際情況，盡快將成果轉(zhuǎn)化為產(chǎn)品，在實(shí)踐中檢驗(yàn)技術(shù)的有效性，使技術(shù)和產(chǎn)品得到迭代。

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