基于声学反馈的自适应相位角控制技术在多旋翼飞行器中的降噪应用

《Mechanical Systems and Signal Processing》：Noise reduction of multi-rotor by adaptive phase angle control based on acoustic feedback

多旋翼飞机噪声抑制采用闭环声反馈结合自适应相位角优化方法，通过实时声学数据调整旋翼相位角组合，显著降低基频噪声（17.61dB）和总体声压级（6.56dB），相比传统开环方法提升约8-11dB，但宽带噪声抑制效果有限（0.45dB）。

　　

Hanru Liu|Lin Zhang|Hongjun Huang|Lei Zhu

摘要

本文提出了一种基于闭环声学反馈和相位角优化的自适应相位角控制方法，用于降低多旋翼飞机的噪音。该方法能够自适应地识别目标观测点的最佳相位角组合（PAC_opt），从而相较于传统的开环相位角控制方法提高了适应性和效率。实验结果表明，随机相位角组合可能导致噪音相比参考水平显著增加或减少。使用随机组合时，在第一叶片通过频率（1BPF）处最大降噪效果为8.58 dB，在整体声压级（OASPL）处为4.51 dB。而所提出的自适应相位角控制方法在1BPF处的降噪效果为17.61 dB，在OASPL处为6.56 dB。声谱分析显示，该方法能够显著抑制大多数BPF频率成分及其谐波，尤其是第一BPF频率成分。然而，宽带噪音的降低效果不明显，仅约为0.45 dB。这一实验研究清楚地证明了基于声学反馈的自适应相位角控制方法在降噪方面的有效性，并且可以优势地与智能技术相结合。

引言

多旋翼飞机具有垂直起降能力和出色的机动性，其应用范围已从生态监测扩展到城市物流和应急响应等领域。然而，多旋翼飞机产生的空气动力噪音成为其在噪声敏感环境（如居民区）中广泛应用的障碍[1]。因此，探索有效的转子噪音控制方法具有重要的科学意义和应用价值。

传统的转子噪音控制方法主要采用被动控制技术，例如机翼形状、扭转角和弦长的空气动力优化[2]，以及受猫头鹰翅膀形态启发的仿生机翼设计[3][4]。尽管这些方法能有效减弱高频噪音成分，但仍存在两大限制：空气动力优化通常会导致升力下降和阻力增加[5]，从而对飞机的整体空气动力性能产生不利影响[6][7]；此外，被动控制方法对低频噪音的抑制效果不足。由于低频噪音的波长较长，它能够传播得更远，并更容易穿透结构和障碍物，导致更广泛的环境噪音污染。

为了解决被动控制方法在空气动力性能与低频噪音抑制之间的权衡问题，近期研究越来越多地关注主动噪声控制（ANC）方法[8][9]，包括相位同步主动噪声控制[10]、高次谐波控制[11]和主动等离子体控制[12]。通过利用多旋翼推进系统中的多个声源，相位同步主动噪声控制通过调节信号间的相位差来产生破坏性干涉，从而降低整体声压。具体而言，集成在多旋翼推进系统中的相位同步控制器能够精确调节各个旋翼的相位角，实现有效的噪音衰减[13][14][15]。

相位同步主动噪声控制方法已经通过美国军方的理论分析和飞行测试得到了严格验证，因此在军用和民用涡轮螺旋桨飞机中得到了广泛应用[16]。20世纪末，静态相位角控制策略在美国军用航空中得到了广泛应用[17]。其核心方法是在不同飞行高度和马赫数下采集声学数据，构建多条件相位角匹配数据库，从中得出最佳相位角组合以有效降低各种操作条件下的噪音。洛克希德·马丁公司率先为商用1900C飞机开发了数字式主动相位同步系统，并在1995年和1996年成功进行了飞行测试[18]。后续的发展包括为福克50飞机开发的Kaptein螺旋桨叶片匹配系统（PBMS）[19]，尽管该系统受到依赖于螺旋桨旋转频率的静态相位角组合的限制。同样，Metzger[20]通过实验表明，基于静态匹配原理的同步控制器的降噪效果有限，揭示了传统静态控制策略的固有局限性。虽然静态相位同步方法通过相位角遍历方法仍适用于多旋翼系统，但随着螺旋桨数量的增加，可能的相位角组合数量将呈指数级增长。例如，相位角增加2°会导致多达729,000种可能的组合[21]。尽管静态相位控制在理论上是可行的，但大量的数据采集需求给实际应用带来了巨大挑战。

因此，当前的研究重点是在特定操作条件下进行离线噪音建模以实现相位角优化和静态相位角调整[22]。Liu等人的最新进展[23]将同步控制技术与优化搜索策略相结合，通过多声压叠加建模和分布式噪音快速预测算法，为主动噪声消除开辟了新的途径。

Pascioni等人[24]模拟了分布式推进垂直起降（VTOL）飞机的同步噪音控制，通过最佳相位角差异实现了6 dB的叶片通过频率噪音降低。尽管离线相位角优化取得了进展[25]，当前技术框架仍存在三个主要限制：首先，转子相位角控制仍采用开环架构，缺乏自主适应性；其次，缺乏实时声学反馈，无法动态响应飞行条件的变化；第三，大规模的离线计算需要大量资源，严重限制了其工程可行性。

为了解决多旋翼噪音控制系统中缺乏闭环反馈的问题，本研究提出了一种基于声学反馈的自适应相位角调节的主动噪声控制方法。该框架将遗传算法集成到自适应相位角控制系统中，实现了声学采集与分析模块和多旋翼动力控制模块的硬件级集成。该方法利用实时声学反馈信号作为优化依据，根据测量的噪音数据动态调整相位角，无需依赖预测模型。实验验证表明，闭环相位角控制结合遗传算法能够通过声学反馈协同增强噪音抑制效果。这种方法将主动噪声控制从离线静态调整转变为在线自适应调节。

实验模型和实验平台

实验在半消声室（2.8 m × 2.0 m × 2.5 m）中进行，截止频率为100 Hz。测试旋翼的半径为0.103 m。弦长范围从13.6 mm到26.1 mm，在径向位置的20%处达到最大值，而几何扭转角从根部的23°逐渐减小到尖端的9.8°。在6,000转/分钟（RPM）的悬停条件下，旋翼产生的推力为2.34 N。

实验条件

本研究在设计的转子转速6000 rpm下进行了悬停条件下的实验。为了减少旋翼滑动支撑结构对流场的潜在干扰，旋翼被反向安装以将气流向上引导。为了系统地分析多旋翼系统的声学性能，建立了两个测量平面，如图9所示。在声学测量中采用了球坐标系（r, γ, α），其中r表示径向

结论

本文提出了一种基于声学反馈的自适应相位角控制方法。该方法建立了一个闭环声学反馈系统，并结合相位角优化形成了自适应相位角控制框架。在多旋翼噪音降低过程中，相位角根据声学反馈实时动态调整。遗传算法高效地确定了最佳相位角组合（PAC_opt），从而显著降低了噪音

CRediT作者贡献声明

Hanru Liu：撰写 – 审稿与编辑，监督，资金获取。Lin Zhang：撰写 – 原始草稿，可视化，数据整理。Hongjun Huang：软件开发，实验研究。Lei Zhu：资源准备，方法论设计。

利益冲突声明

作者声明他们没有已知的可能会影响本文研究的财务利益或个人关系。