基于自適應(yīng)陷波法的無人機主動噪聲控制系統(tǒng)設(shè)計

杜俊賢

(煙臺汽車工程職業(yè)學(xué)院， 信息與控制工程系， 山東， 煙臺 265500)

0 引言

無人機作為可以垂直起降、空中懸停的飛行器，具備體積小、使用便捷、適應(yīng)性好的優(yōu)良特性，在航拍、測繪、巡檢、監(jiān)測等多個領(lǐng)域的應(yīng)用越來越廣泛，但噪聲卻很大程度上影響了無人機的性能，阻礙了發(fā)展及更多場景的應(yīng)用，比如軍事上不利于隱蔽，日常使用上擾民等。因此，降噪是急需解決的問題，對于減少工作過程中的噪聲污染起著至關(guān)重要的作用。

1 無人機噪聲分析

1.1 噪聲的產(chǎn)生及定義

物質(zhì)的振動通過介質(zhì)產(chǎn)生的波動即為聲波，聲波在本質(zhì)上是物質(zhì)的運動形式，而振動是其產(chǎn)生的根源。人類不能把聲音徹底消除，但部分聲音是人類不需要的，這種超出生活所需的聲音就稱為噪聲[1]。

1.2 無人機的噪聲組成

無人機的噪聲主要包括發(fā)動機的噪聲以及旋翼的氣動噪聲。發(fā)動機噪聲主要有燃燒噪聲、自身結(jié)構(gòu)的噪聲以及進氣排氣過程中的氣動噪聲。旋翼噪聲主要是槳葉與空氣相互作用產(chǎn)生的。對于發(fā)動機噪聲，傳統(tǒng)方式是在進氣口排氣口安裝消聲器，利用吸聲、隔聲技術(shù)吸收或者阻擋噪聲的傳播。對于旋翼噪聲，傳統(tǒng)方式是修正槳葉長短或者葉型，減弱與空氣的作用。

2 噪聲控制技術(shù)理論基礎(chǔ)

2.1 被動控制技術(shù)

傳統(tǒng)的噪聲控制主要涉及到源頭以及傳播路徑。由于噪聲源無可避免，很難實現(xiàn)突破性進展，噪聲的被動控制技術(shù)主要針對的是聲音的傳播路徑，利用消聲器等設(shè)施阻礙傳播。雖然技術(shù)成熟、穩(wěn)定性良好，但對于低頻噪聲作用并不明顯，且會增加成本以及硬件重量。

2.2 主動控制技術(shù)

噪聲主動控制(active noise control，ANC)是最近發(fā)展起來的方法，主要原理是利用次級聲源在指定區(qū)域發(fā)出幅值一致，相位相反的消聲信號與初始噪聲進行對沖，以此抑制噪聲。與被動控制技術(shù)相比，對低頻噪聲的控制性更好，且重量輕、體積小。

2.3 ANC基本原理

ANC技術(shù)：若兩列聲波頻率一致且相位差固定，疊加之后傳播至同一點時會產(chǎn)生干涉現(xiàn)象，如果振動同相即會加強，反之會被削弱甚至完全抵消，利用這種相長干涉和相消干涉即可實現(xiàn)降噪效果。在實際應(yīng)用過程中需注意次聲器以及噪聲采集端的布放位置，且除了懸停狀態(tài)之外，還需考慮旋翼與空氣間的氣動噪聲。由于受到無人機飛行環(huán)境影響，采集設(shè)備穩(wěn)定性不佳，消聲頻帶較窄，相對來說消聲面積不大，在應(yīng)用場景中降噪效果會與實際要求存在差距。

3 關(guān)鍵算法及建模

根據(jù)被動控制技術(shù)和主動控制技術(shù)的對比分析，本文采用主動控制技術(shù)來研究無人機的噪聲處理[2]。

3.1 自適應(yīng)濾波器

由于次級聲源和預(yù)計消聲的位置之間存在一定空間，并且使用的硬件設(shè)備的電子路徑都會對信號的幅值和相位有所影響，如果直接將初始信號反相處理最終可能由于上述因素偏差導(dǎo)致降噪效果不佳。因此，本文采用自適應(yīng)濾波器法，將空間和電路對信號的影響考慮進去，確保最終的次級聲波信號可以實現(xiàn)相消疊加效果。結(jié)構(gòu)上主要包括兩部分：傳統(tǒng)濾波器、自適應(yīng)算法，利用自適應(yīng)算法對傳統(tǒng)濾波器中的單位脈沖響應(yīng)進行修正，達到目標函數(shù)要求。

有限脈沖響應(yīng)(finite impulse response，F(xiàn)IR)濾波器為了滿足目標函數(shù)要求，權(quán)系數(shù)會不斷變化，對信號進行濾波時需要進行離散處理，使輸出只與此刻輸入、之前輸入相關(guān)。設(shè)x(n),wi(n),y(n)分別是第n個采樣時刻的輸入信號、第i個權(quán)系數(shù)、輸出信號。則轉(zhuǎn)換后的輸出可表示為y(n)=X(n)WT(n)=XT(n)W(n)，其中X(n)=[x(n),x(n-1),…,x(n-L+1)]T，W(n)=[w1(n),w2(n),…,wL(n)]T。

3.2 最小均方算法

自適應(yīng)濾波器需要進行權(quán)系數(shù)調(diào)整，通常采用最小均方算法(least mean square，LMS)進行。以濾波器最終輸出信號與期望信號誤差的均方值最小為目標，設(shè)期望輸出信號為d(n)，則與實際輸出之間的誤差可記作e(n)=d(n)-y(n)=d(n)-WT(n)X(n)，那么均方誤差則是ε=E[e2(n)]=E[(d(n)-y(n))2]=E[(d(n)-WT(n)X(n))2]。

3.3 延時系數(shù)辨識

次級通道既包括次級揚聲器到誤差傳聲器的通道，也包括A/D、功放等電路，可以概括為器件、電路以及聲場。次級通道的存在會導(dǎo)致控制信號與初始信號時間不一致進而影響降噪效果，因此需要對次級通道進行預(yù)先辨識，通過傳遞函數(shù)來修正LMS算法的誤差，降低延時影響。辨識過程如下：

(1) 將設(shè)定頻率的信號經(jīng)功放后發(fā)出的信號作為上文自適應(yīng)濾波器S0(z)以及LMS算法的輸入；

(2) 采集次級聲源的輸出信號y(n)；

(4) 得到實際輸出與模型輸出誤差e(n)=y(n)-y0(n)；

(5) 利用LMS算法更新濾波器系數(shù)st(n+1)=st(n)+μe(n)u(n-i)；

(6) 反復(fù)迭代，直到誤差滿足要求，將此時的濾波器系數(shù)作為受次級通道影響的延時系數(shù)。

3.4 自適應(yīng)陷波法

(1) 采集誤差信號e(n)、發(fā)動機轉(zhuǎn)速、生成正弦信號x0(n)=Asinωt,x1(n)=Acosωt；

(2) 經(jīng)過濾波后得到信號u(n)=w0(n)x0(n)+w1(n)x1(n)；

(3) 輸出u(n)進行主動控制；

(4) 根據(jù)次級通道辨識獲取的濾波器系統(tǒng)計算延時補償后輸入信號；

(5) 更新濾波器權(quán)系數(shù)ωi(n+1)=ωi(n)-μe(n)xif(n),i=0,1；

(6) 反復(fù)迭代，直至誤差滿足精度。

算法整體流程如圖1所示。

圖1 自適應(yīng)陷波法流程

3.5 主動控制建模

對于主動噪聲控制系統(tǒng)，硬件安裝完成后基本不會改變，次級通道特性也就只與噪聲頻率變化相關(guān)，因此可以利用Simulink仿真的DSP工具中的LMS算法模塊計算延時系數(shù)后存儲起來采用上文的陷波法獲取補償后信號，然后利用Simulink的子系統(tǒng)封裝功能構(gòu)造控制器，利用不同頻率的正弦波疊加干涉作用實現(xiàn)主動噪聲控制[3]。

4 主動噪聲控制系統(tǒng)設(shè)計

4.1 總體設(shè)計

根據(jù)上文構(gòu)建的主動控制模型以及系統(tǒng)功能設(shè)計無人機發(fā)動機主動噪聲控制系統(tǒng)：首先通過CAN總線接口讀取發(fā)動機轉(zhuǎn)速，獲取噪聲峰值頻率，構(gòu)建次級聲源輸入信號；然后通過陷波法進行自適應(yīng)控制，將輸出信號經(jīng)過信號調(diào)理后利用次級揚聲器發(fā)生，進行疊加抵消；最后通過誤差傳聲器采集剩余噪聲，反復(fù)迭代，直到達到降噪要求。總體結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 總體結(jié)構(gòu)圖

(1) 硬件設(shè)備：包括誤差傳聲器、誤差信號前置放大器、次級揚聲器等實現(xiàn)信號采集與發(fā)射。

(2) 軟件結(jié)構(gòu)：通過CAN總線、收發(fā)電路、信號調(diào)理A/D、D/A、功放等實線信號輸入、控制與輸出。

4.2 主動控制器硬件設(shè)計

主動控制器包括3大模塊：輸入、算法轉(zhuǎn)換、輸出。輸入模塊包括發(fā)動機轉(zhuǎn)速以及剩余噪聲信號，算法轉(zhuǎn)換采用DSP芯片利用陷波法進行信號控制后輸出。整體結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 主動控制器構(gòu)成

其中各模塊設(shè)計的硬件設(shè)備如下。

(1) 主控芯片：采用TMS320F28335浮點型芯片，2個16*16乘法累加器、16*256 KB閃存、16*34 KB RAM、2個CAN模塊、1個SPI模塊。

(2) A/D及D/A轉(zhuǎn)換：TLV320AIC23B芯片，配置接口支持SPI、I2C模式，與DSP芯片可實現(xiàn)無縫對接。

(3) 存儲：采用8*128 K串行FLASH ROM AT25F1024芯片，支持SPI模式，可靠性較高。

(4) CAN總線收發(fā)：采用SN65HVD230Q型CAN收發(fā)器，具有良好熱保護及抗干擾特性。

(5) 功放：采用TPA3116D2功放芯片，可有效保護過熱過壓短路等情況。

(6) 誤差傳聲器：采用MPA201型傳聲器，靈敏度好、適應(yīng)性強、具有良好的低頻段響應(yīng)特性[4]。

4.3 軟件功能詳細設(shè)計

無人機主動噪聲控制系統(tǒng)軟件部分主要包括初始化模塊、次級通路辨識模塊、CAN總線收發(fā)模塊、輸入信號采集模塊、陷波法自適應(yīng)濾波模塊、信號輸出模塊等，簡單介紹如下。

(1) 初始化模塊：實現(xiàn)各類變量初始化、McBSP串口初始化、AIC23、I2C總線初始化等。

(2) 次級通道辨識模塊：利用掃頻方式對目標頻段進行次級通道辨識，獲取濾波器時延系數(shù)[5-6]。

(3) CAN總線收發(fā)模塊：通過CAN收發(fā)器采集發(fā)動機轉(zhuǎn)速。

(4) 陷波法自適應(yīng)濾波模塊：利用CAN總線讀取的發(fā)動機轉(zhuǎn)速計算峰值噪聲頻率，構(gòu)造輸入信號后根據(jù)陷波法得到控制信號。

(5) 信號輸出模塊：通過次級揚聲器發(fā)出控制信號實現(xiàn)噪聲信號削減。

實現(xiàn)主動噪聲控制的整體流程如圖4所示。

圖4 系統(tǒng)主動控制整體流程

5 仿真分析

為驗證本文設(shè)計系統(tǒng)的降噪效果，采用B&K公司的PULSE分析儀進行實驗分析，分析儀包括監(jiān)控主機、分析軟件、46AE傳聲器以及包括5個輸入、1個輸出的數(shù)據(jù)采集端，分別進行了720、2 010、2 400 r/min 3種發(fā)動機轉(zhuǎn)速下的主動控制實驗，將主動控制器安放于發(fā)動機兩側(cè)，與傳聲器、總線及揚聲器連接，相對距離控制在900 mm，平行安裝傳聲器采集噪聲信號，調(diào)節(jié)發(fā)動機處于3種不同轉(zhuǎn)速，對應(yīng)峰值頻率為24、67、80 Hz。代入系統(tǒng)模型，得到結(jié)果如下：

(1) 720轉(zhuǎn)：降噪量為9.4 dB(Lin)

(2) 2 010轉(zhuǎn)：降噪量為15.1 dB(Lin)

(3) 2 400轉(zhuǎn)：降噪量為14.3 dB(Lin)

由此可以看出在發(fā)動機轉(zhuǎn)速為2 010 r/min時，最大降噪量達到15.1 dB(Lin)，其他轉(zhuǎn)速下也有良好的降噪消聲效果[7]。

6 總結(jié)

本文利用主動控制技術(shù)根據(jù)LMS算法求解次級通路影響的延時系數(shù)，根據(jù)自適應(yīng)陷波法構(gòu)建主動噪聲控制模型，取得了良好的降噪消聲效果。但在多頻率自適應(yīng)研究方面還有所欠缺，未考慮無人機旋翼與空氣作用產(chǎn)生的氣動噪聲以及其他因素的影響，并且屬于理論實驗數(shù)據(jù)，綜合考慮實際設(shè)備誤差分析等其他影響因素將作為后續(xù)研究的主要方向。