軍用運輸機機艙有源消聲實驗系統(tǒng)的設計與實現(xiàn)

孔慶福，錢 超，訾一諾

(海軍工程大學 科研部,武漢 430033)

軍用運輸機機艙有源消聲實驗系統(tǒng)的設計與實現(xiàn)

孔慶福，錢 超，訾一諾

(海軍工程大學 科研部,武漢 430033)

為驗證有源消聲技術在軍用運輸機機艙低頻噪聲消除方面的有效性，設計和實現(xiàn)了一套機艙有源消聲實驗系統(tǒng);采用“激振器+艙壁板”方式實現(xiàn)了飛機螺旋槳工作對機艙誘導噪聲的聲源模擬，設計了基于前饋控制結(jié)構(gòu)的自適應有源噪聲控制系統(tǒng)，構(gòu)建了基于FX-LMS算法的自適應消聲控制器，采用監(jiān)測麥克風組對艙內(nèi)空間的消聲效果進行監(jiān)測;實驗結(jié)果驗證了自適應有源噪聲控制技術在軍用飛機艙室消聲降噪領域的有效性，并表明初、次級聲源間距對自適應有源消聲系統(tǒng)的消聲效果具有重要的影響。

有源消聲控制；自適應系統(tǒng)；機艙；低頻噪聲

0 引言

軍用飛機、艦船等作戰(zhàn)平臺因使命任務的需要，通常配置有大功率的動力系統(tǒng)。動力系統(tǒng)高強度工作時會發(fā)出強烈的噪聲，使得作戰(zhàn)平臺內(nèi)部、特別是安裝有發(fā)動機和靠近發(fā)動機附近艙室具有較高的噪聲水平。一方面，高強度噪聲會對操作人員心理產(chǎn)生負面影響，降低工作質(zhì)量，危及設備操作的安全性；另一方面，長期身處高噪聲環(huán)境會直接對操作人員的身體健康造成危害。為保證軍用作戰(zhàn)平臺重要艙室內(nèi)部人員的身體健康和工作質(zhì)量，對作戰(zhàn)平臺重要艙室和重點部位開展噪聲控制技術研究具有十分重要的意義。依據(jù)實現(xiàn)機理的不同，艙室噪聲控制技術通常可分為被動消聲技術和主動消聲技術兩大類。被動消聲又稱為無源消聲，其降噪機理是通過聲波與聲學材料或聲學結(jié)構(gòu)的相互作用來消耗聲能，如在各類軍用平臺中安裝發(fā)動機消音器、配置發(fā)動機隔聲罩、敷設吸聲材料等。主動消聲又稱為有源消聲，其降噪機理是利用聲波相消性干涉或聲輻射抑制原理、通過人為產(chǎn)生的同頻、等幅、反相二次聲場與一次聲場(噪聲源)的相互干涉來實現(xiàn)噪聲的控制和消除。實踐證明，無源消聲技術對于控制艙室中的中、高頻噪聲成分較為有效，而對低頻噪聲的消聲效果不太理想[1-2]。為有效降低各類作戰(zhàn)平臺重要艙室中的總噪聲水平，非常有必要開展針對低頻噪聲的艙室有源消聲技術的實驗與應用研究。

本文介紹了作者在德國Helmut-Schmidt大學留學期間參與的軍用運輸機機艙有源消聲實驗系統(tǒng)的設計及實現(xiàn)情況[3]。該項目以北約最新研制的某型軍用運輸機為對象，以有效降低飛機螺旋槳發(fā)動機工作對機艙內(nèi)部空間的噪聲影響為目標，采用基于FX-LMS算法的自適應有源噪聲控制技術，實現(xiàn)機艙內(nèi)低頻噪聲的有效降低。

1 自適應有源噪聲控制技術

1.1 自適應有源噪聲控制基本原理

自適應有源噪聲控制(AANC，adaptive active noise control)技術是自適應濾波技術與有源噪聲控制技術的有機結(jié)合，已成為有源噪聲控制的重點研究方向[4-8]。其實現(xiàn)機理是基于對降噪效果的不間斷監(jiān)測，跟蹤噪聲源及環(huán)境參數(shù)的變化情況，通過控制器實時調(diào)整次級聲源輸出，及時、有效地對一次聲場噪聲進行干涉抑制，確保取得最佳的降噪效果。圖1所示為一典型的采用前饋控制結(jié)構(gòu)單通道AANC系統(tǒng)的原理示意圖。系統(tǒng)主要由初級揚聲器(初級聲源)、次級揚聲器(次級聲源)、參考麥克風、誤差麥克風和自適應控制器等組成。系統(tǒng)工作時，首先由參考麥克風獲取初級聲源信號，并以參考信號x(n)的形式送至自適應控制器；自適應控制器采用F-XLMS算法計算得出次級信號y(n)，經(jīng)功率放大后驅(qū)動次級揚聲器，形成相位相反的次級聲源；初級聲源和次級聲源的傳播聲波在誤差麥克風處經(jīng)相消性干涉形成誤差信號e(n)，由誤差麥克風獲取后反饋到自適應控制器；控制器根據(jù)所獲取的參考信號與誤差信號，按一定規(guī)則自動完成濾波器權(quán)系數(shù)的更新，從而改變次級信號y(n)的大小和相位，使得誤差信號e(n)進一步減小。通過在控制過程中不斷自動更新濾波器權(quán)系數(shù)，最終使誤差信號達到最小值，實現(xiàn)最佳降噪效果目的。

圖1 自適應前饋有源控制系統(tǒng)原理圖

1.2 FX-LMS算法

在圖1所示的AANC系統(tǒng)中，控制器依據(jù)自適應算法更新濾波器權(quán)系數(shù)，從而調(diào)整控制器輸出。控制器所采用的自適應算法對于系統(tǒng)最終控制效果具有很大的影響[1,5]。在AANC系統(tǒng)中控制器最常用的自適應算法是FX-LMS算法。20世紀80年代，J.C.Burgress在B.Widrow等人所提自適應噪聲抵消器理論基礎上，首次將自適應濾波器理論應用于有源噪聲控制系統(tǒng)，提出了著名的濾波-X最小均方誤差算法(Filtered-X Least Mean Square, FX-LMS)。

圖2所示為AANC系統(tǒng)的控制框圖，其中，Hr(z)、Hs(z)和Hp(z)分別為參考通道、次級通道和初級通道傳遞函數(shù)；p(n)為初級聲源信號；x(n)、d(n)分別為參考信號和期望信號，y(n)為濾波器輸出次級信號，s(n)為誤差麥克風拾取的次級聲場信號，e(n)為誤差信號。各信號間存在如下關系：

x(n)=p(n)*hr(n)

(1)

d(n)=p(n)*hp(n)

(2)

y(n)=WT(n)X(n)

(3)

s(n)=y(n)*hs(n)

(4)

e(n)=d(n)+s(n)

(5)

其中：*表示卷積。根據(jù)最小均方差(LMS, least mean square)準則，將圖2所示控制系統(tǒng)的目標函數(shù)設定為：

J(n)=E[e2(n)]

(6)

根據(jù)最大梯度法原理可濾波器權(quán)系數(shù)[1-2]的迭代公式為：

W(n+1)=W(n)-2μe(n)r(n)

(7)

式中，μ為控制算法收斂速度的收斂系數(shù)。

圖2 自適應前饋有源控制系統(tǒng)控制框圖

2 機艙有源消聲實驗系統(tǒng)設計

軍用運輸機機艙有源消聲實驗系統(tǒng)的總體組成如圖3所示，主要由機艙噪聲環(huán)境模擬子系統(tǒng)和艙內(nèi)噪聲有源控制子系統(tǒng)等兩大子系統(tǒng)組成。

圖3 機艙有源消聲實驗系統(tǒng)總體構(gòu)成

2.1 機艙噪聲環(huán)境模擬子系統(tǒng)

機艙噪聲環(huán)境模擬工作是整個實驗系統(tǒng)構(gòu)建的重點內(nèi)容。考慮到實際情況下軍用運輸機機艙內(nèi)部的噪聲主要是由于艙外兩側(cè)機翼下方的螺旋槳發(fā)動機工作時所產(chǎn)生振動噪聲通過機翼和機艙壁傳播而導致，所以機艙噪聲環(huán)境模擬也相應地分為機艙噪聲空間環(huán)境模擬和噪聲源模擬兩大部分。鑒于本實驗系統(tǒng)的主要設計目的是用來驗證自適應有源噪聲控制技術對螺旋槳發(fā)動機所誘導的機艙內(nèi)部低頻噪聲的消聲有效性，為降低噪聲環(huán)境模擬子系統(tǒng)設計和實現(xiàn)工作的復雜程度，經(jīng)深入分析后決定本實驗系統(tǒng)僅對運輸機一側(cè)螺旋槳工作時誘導噪聲場進行模擬。因此，本實驗系統(tǒng)的機艙噪聲環(huán)境模擬工作主要集中在機艙噪聲空間環(huán)境模擬和一側(cè)螺旋槳發(fā)動機工作誘導噪聲模擬兩個方面。其中，機艙噪聲空間環(huán)境模擬相對而言較為簡單，主要是構(gòu)建一個與實際運輸機機艙尺寸大小較為接近的封閉空間；而螺旋槳發(fā)動機工作誘導噪聲的模擬工作相對而言難度較大，主要原因是實驗室條件下難以采用實際的飛機螺旋槳發(fā)動機和機翼結(jié)構(gòu)來實現(xiàn)對噪聲源的有效模擬。為解決此技術難點，項目組基于對該型運輸機螺旋槳發(fā)動機工作時誘導噪聲傳播路徑和特點的深入分析，最終采用了“激振器+艙壁板”的技術方式來實現(xiàn)對發(fā)動機誘導噪聲源的模擬。

機艙噪聲環(huán)境模擬裝置的總體布置情況如圖3所示。根據(jù)所要消聲的某型軍用運輸機機艙內(nèi)部空間情況，選取一間具有近似空間尺寸的實驗室房間來模擬機艙空間環(huán)境，實驗室房間的長、寬、高分別為17.5、5和4.2米。在實驗室房間的長邊一側(cè)墻壁靠前部的下側(cè)，開出一個寬1.8米、高3米的墻洞，用來安裝由“激振器+艙壁板”組成的螺旋槳發(fā)動機誘導噪聲源模擬裝置。噪聲源模擬裝置如圖4所示，主要由一塊寬1.55米、高2.7米的真實軍用運輸機機艙艙壁板和安裝在艙壁板外側(cè)的Brueel&Kjaer 4284型激振器組成。激振器的激振頻率和激振振幅由實驗系統(tǒng)控制計算機根據(jù)該型運輸機螺旋槳發(fā)動機的工作轉(zhuǎn)速及所導致的艙壁振動振幅大小情況設定，激振器通過以不同設定頻率和振幅對艙壁板進行激振作用，完成對常用工作轉(zhuǎn)速下飛機螺旋槳發(fā)動機誘導噪聲的模擬。為滿足激振器工作時艙壁板與房間墻壁相對運動的需要，艙壁板采用彈性連接元件與固連在房間墻壁的一個支撐框相連。為監(jiān)測模擬機艙內(nèi)部的噪聲水平變化情況，以便于對有源消聲系統(tǒng)的消聲效果進行對比，在模擬機艙房間內(nèi)部四周墻壁上安裝有18個監(jiān)測麥克風。監(jiān)測麥克風的平面安裝位置如圖3所示，離地面高度2米。由控制計算機系統(tǒng)和消聲陣列等組成的消聲系統(tǒng)布置在房間內(nèi)靠近噪聲源模擬裝置附近，其中消聲陣列安置在靠近艙壁板內(nèi)側(cè)的正對面。

圖4 噪聲源模擬裝置

在進行機艙噪聲環(huán)境模擬時，首先由控制計算機根據(jù)需要設定激振器頻率和振幅，所輸出控制信號經(jīng)放大后驅(qū)動激振器，激振器與艙壁板的相互作用產(chǎn)生振動和噪聲；然后，由監(jiān)測麥克風組對房間內(nèi)部空間的噪聲水平進行監(jiān)測，并將監(jiān)測結(jié)果送控制計算機；控制計算機依據(jù)式8對房間內(nèi)部的平均噪聲水平進行計算，并視情對激振器設定參數(shù)進行調(diào)整，以實現(xiàn)對真實機艙內(nèi)部聲場的有效模擬。

(8)

其中：Li為第i只監(jiān)測麥克風所測得聲壓級。

圖5 有源消聲控制子系統(tǒng)原理圖

2.2 艙內(nèi)噪聲有源消聲控制子系統(tǒng)

艙內(nèi)噪聲有源消聲控制子系統(tǒng)的原理組成如圖5所示，主要由噪聲信號采集裝置、消聲執(zhí)行機構(gòu)和自適應控制裝置等模塊組成。噪聲信號采集裝置主要由監(jiān)測麥克風、誤差麥克風及相應的前置放大器等組成，監(jiān)測麥克風負責測量模擬機艙內(nèi)部的平均聲壓級，對有源消聲系統(tǒng)的消聲效果進行監(jiān)測；誤差麥克風負責拾取特定空間位置的初、次級聲場干涉結(jié)果，并將誤差信號發(fā)送給控制裝置。消聲執(zhí)行機構(gòu)主要由功率放大器和次級揚聲器組成，負責根據(jù)控制器指令形成相應的次級聲場，對初級聲場進行干涉抑制。自適應控制裝置本質(zhì)上是一個實時的自適應數(shù)字信號處理裝置，負責自適應消聲控制算法的運行和控制器參數(shù)的刷新等使命，主要由控制計算機、A/D與D/A信號轉(zhuǎn)換器、DSpace信號處理裝置、采樣保持器、濾波器等組成，其中，控制計算機負責系統(tǒng)運行管理和數(shù)據(jù)的儲存；A/D與D/A信號轉(zhuǎn)換器完成模擬信號與數(shù)字信號的轉(zhuǎn)換；DSpace信號處理裝置承擔基于自適應算法的高效率數(shù)字信號處理；過濾器和采樣保持器完成模擬輸入信號的過濾、采樣和保持。

對于次級揚聲器和誤差麥克風的布置問題，考慮到機艙安裝位置的可行性，本文在大量的實驗比較之后采用了“揚聲器-麥克風對”的形式[3]，誤差麥克風安裝在次級揚聲器的側(cè)方，如圖6所示。基于聲學控制技術中的“隔音屏(Acoustic Barrier)”原理，由多個均勻布置的“揚聲器-麥克風對”組成消聲陣列，利用消聲陣列工作時產(chǎn)生的次級聲場對初級聲場進行干涉抑制[3]。消聲陣列中所配置的“揚聲器-麥克風對”數(shù)量需要根據(jù)實際情況優(yōu)化確定，如果數(shù)量過少，會影響最終的消聲效果；如果數(shù)量過多，則不僅會帶來布置上的問題，而且還會給控制系統(tǒng)帶來過高的要求。在本實驗系統(tǒng)的構(gòu)建過程中，經(jīng)反復試驗和比較，最終采用了由4行3列共12對在陣列支架上均勻分布“揚聲器-麥克風對”組成消聲陣列，如圖6所示。

圖6 有源消聲控制子系統(tǒng)原理圖

3 消聲實驗及結(jié)果

根據(jù)該型軍用運輸機螺旋槳發(fā)動機的常見運行工況，分別選取83 Hz、120 Hz、166 Hz和194 Hz四種頻率的噪聲開展消聲實驗。實驗目的包括兩個方面：1)驗證所搭建的消聲系統(tǒng)對不同頻率噪聲的消聲有效性；2)分析初、次級聲源間距對消聲效果的影響。

實驗步驟為:

1)設定待消聲的噪聲頻率；

2)按照設定間距安放好消聲陣列(經(jīng)過分析，選擇4種初、次級聲源不同間距值進行實驗，分別為0.22、0.29、0.36和0.44米。)；

3)采用TSP(time stretched pulse)方法建立次級通道模型[1,9]；

4)建立待消除噪聲的模擬聲場；

5)測量模擬機艙內(nèi)部的平均聲壓級；

6)啟動有源消聲系統(tǒng)，對噪聲進行控制；

7)測量消聲系統(tǒng)啟動后的機艙內(nèi)部平均聲壓級；

8)改變噪聲頻率，重復上述步驟。

實驗結(jié)果如圖7所示，圖中橫坐標代表初、次級聲源的設定間距，s1、s2、s3、s4分別表示0.22、0.29、0.36和0.44米4個不同的間距值；縱坐標Lred表示消聲系統(tǒng)啟動后的消聲效果。從圖7可知，所設計的機艙有源消聲實驗系統(tǒng)取得了較好的消聲效果，對于所設定頻率噪聲的最佳消聲效果均達到10 dB以上，尤其對頻率低于120 Hz的低頻噪聲消聲效果均達到了20 dB以上。

4 結(jié)論

根據(jù)某軍用運輸機機艙艙內(nèi)低頻噪聲消聲的需要，設計和

圖7 有源消聲實驗結(jié)果

實現(xiàn)了一套機艙有源消聲實驗系統(tǒng)。從實驗結(jié)果可得出如下結(jié)論：

1)有源消聲技術是消除機艙等軍用平臺艙室空間低頻噪聲的有效手段，通過優(yōu)化AANC系統(tǒng)設計，可望取得可觀的消聲效果。

2)隨著噪聲頻率的升高，有源消聲效果會逐漸變差。

3)AANC系統(tǒng)中初、次級聲源間距對消聲效果的影響隨噪聲頻率的升高會逐漸加大，在進行AANC系統(tǒng)設計時應予以充分考慮。

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Design and Realization of an Experimental Active Noise Control System in Cabin of Military Transporter

Kong Qingfu, Qian Chao, Zi Yinuo

(Department of Scientific Research, Naval University of Engineering, Wuhan 430033,China)

In order to test the validity of active noise control technique in the area of low frequency cabin noise reduction of military transporter, an experimental active noise control system is designed and realized in the paper. Method of shaker plus fuselage panel is adopted to simulate the inner induced noise of the cabin caused by propeller. An adaptive active noise control system based on fore-feed structure is designed to build the system, in which the FX-LMS algorithm is introduced in design of the controller. A set of monitoring microphones are used to monitor the effect of noise reduction. The experimental target is well reached according to experimental results. It also shows that space between primary and secondary loudspeakers has an important influence on the effect of noise reduction.

active noise control；adaptive system；cabin； low frequency noise

2017-03-28；

2017-05-22。

孔慶福(1973- )，男，湖南長沙人，博士，高級工程師，主要從事智能軍用裝備方向的研究。

1671-4598(2017)12-0103-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.12.027

TB535

A