直升機旋翼槳渦干擾噪聲主動控制技術(shù)綜述

馮劍波，陸 洋

（南京航空航天大學(xué) 直升機旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室，南京 210016）

直升機既可以垂直起降、懸停，又能夠向任意方向飛行，這種特有的飛行能力使其在軍事和民用領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。旋翼既是直升機的升力面和操縱面，同時也是直升機外部噪聲的最主要來源[1]。

按噪聲特性分類，旋翼噪聲主要包括槳渦干擾（Blade Vortex Interaction，BVI）噪 聲 、高 速 脈 沖（High Speed Impulsive，HSI）噪聲、厚度噪聲、載荷噪聲和寬帶噪聲[2]。其中，BVI噪聲是直升機最為典型的噪聲類型之一，它是由旋翼槳葉自身產(chǎn)生的尾跡與后續(xù)槳葉相互干擾而誘發(fā)產(chǎn)生的噪聲[3]。當(dāng)直升機處于低速斜下降、小速度平飛、機動飛行等狀態(tài)時，均會產(chǎn)生不同程度的BVI噪聲[4]。BVI噪聲一經(jīng)出現(xiàn)，會顯著增大直升機的總體噪聲水平，帶來嚴(yán)重的環(huán)境噪聲污染。因此，如何有效地降低直升機BVI噪聲，已成為現(xiàn)代直升機亟需解決的主要問題之一。

近年來，國內(nèi)外研究人員通過采用先進旋翼槳尖、優(yōu)化旋翼翼型布置、改變旋翼轉(zhuǎn)速等方法，在一定程度上降低了旋翼BVI噪聲[5–7]。需要指出的是，上述方法均屬于被動降噪方法?？傮w而言，被動方法效果有限，且對不同飛行狀態(tài)的適應(yīng)性差；若要進一步提高BVI噪聲的控制效果，應(yīng)采用主動控制方法。

旋翼主動控制技術(shù)最早出現(xiàn)于20世紀(jì)50年代，然而在發(fā)展之初，該技術(shù)主要用于旋翼振動的主動控制[8–9]。之后的研究發(fā)現(xiàn)，合理的主動控制輸入也可以有效降低旋翼BVI噪聲，于是從上世紀(jì)80年代中期開始，一些研究者開始探索利用主動控制技術(shù)進行旋翼BVI噪聲控制[10]。其主要原理為利用主動控制技術(shù)降低槳葉載荷、減弱槳尖渦強度、增加槳渦干擾距離，以及改變槳渦干擾角。

高階諧波控制（Higher Harmonic Control,HHC）是最早出現(xiàn)的一種直升機主動控制方法[11]，開始用于改進旋翼性能，后來才被應(yīng)用于減振及降噪。其基本原理如圖1左所示。通過安裝在自動傾斜器下方的作動器驅(qū)動，控制輸入由不旋轉(zhuǎn)環(huán)傳遞到旋轉(zhuǎn)環(huán)，再通過變距拉桿傳遞到槳葉的根部，各片槳葉受到的激勵完全相同。

圖1 高階諧波控制及獨立槳距控制原理圖

然而，由于作動器連接在自動傾斜器的不旋轉(zhuǎn)環(huán)上，HHC的控制頻率受到旋翼槳葉片數(shù)的限制，僅能控制槳葉片數(shù)整數(shù)倍及其加減1的頻率成分。如對于4槳葉旋翼，HHC僅能控制3、4、5、7、8、9/rev等頻率成分，而對于2/rev的控制無能為力[12]。為解決該問題，研究者又提出了獨立槳距控制（Individual Blade Control，IBC）的概念[13]，其基本原理如圖1右所示。相對于HHC技術(shù)，IBC的槳距控制作動器安裝在自動傾斜器旋轉(zhuǎn)環(huán)上方，每一片槳葉都可以單獨實現(xiàn)多諧波槳距變化和任意的變距運動。研究表明：多個控制頻率的綜合IBC控制可以實現(xiàn)更佳的降噪效果[14]。

盡管IBC有效解決了HHC控制頻率受限的問題，但IBC控制系統(tǒng)本身結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且IBC與HHC一樣需要驅(qū)動整片槳葉進行控制，所需驅(qū)動功率大。于是一些研究者又將目光轉(zhuǎn)向了主動后緣襟翼控制（Actively Controlled Flaps，ACF）。與 IBC 不同 ，ACF通過安裝于槳葉內(nèi)部的作動器驅(qū)動位于槳葉后緣的伺服襟翼進行控制，有效減小了驅(qū)動功率，圖2為ACF原理圖。

圖2 ACF原理圖

此外，還有部分研究者提出了主動扭轉(zhuǎn)旋翼控制（Active Twist Rotor，ATR）及主動格尼襟翼控制（Microflap）等概念用于降低旋翼BVI噪聲。但相比于HHC、IBC及ACF技術(shù)，這兩種旋翼噪聲主動控制技術(shù)的相關(guān)研究較少。

本文針對旋翼BVI噪聲主動控制技術(shù)展開討論，包括應(yīng)用于BVI噪聲主動控制的各技術(shù)的發(fā)展歷程、研究現(xiàn)狀以及所采用的主動控制算法等，為我國直升機旋翼BVI噪聲主動控制研究提供參考。

1 基于HHC的旋翼BVI噪聲主動控制

早在1952年，美國人Steward就提出了HHC的概念，當(dāng)時希望利用HHC來減弱槳葉失速并優(yōu)化旋翼升力分布，以提高直升機的飛行速度[11]。之后大量研究者對HHC技術(shù)展開了研究，主要工作集中在降低直升機的振動水平上。

經(jīng)過多年的發(fā)展，HHC技術(shù)在減振方面日趨成熟。1985年，法國Aerospatiale公司在SA349直升機上成功進行了HHC的閉環(huán)減振試驗[15]。為了進一步探究HHC技術(shù)在其它方面的應(yīng)用前景，同年Aerospatiale公司在SA349直升機上進行了HHC用于降低BVI噪聲的開環(huán)飛行試驗[16]。試驗結(jié)果表明：對于具有3片槳葉的SA349直升機，3/rev的HHC控制可以有效降低BVI噪聲（麥克風(fēng)位于左起落架前部）。受此次試飛結(jié)果的鼓舞，此后，越來越多的研究機構(gòu)開始介入基于HHC的旋翼BVI噪聲主動控制技術(shù)研究。

20世紀(jì)90年代的相關(guān)研究工作主要由美國NASA蘭利研究中心和德國宇航局（Deutsches Zentrum für Luft-und Raumfahrt，DLR）分別完成。其中，Brooks等在美國NASA蘭利研究中心的跨聲速風(fēng)洞中進行了利用HHC技術(shù)降低BVI噪聲的開環(huán)風(fēng)洞試驗，試驗對象為4槳葉ARES（Aeroelastic Rotor Experimental System）全鉸接式動力相似模型旋翼[17]，該試驗僅研究了4/rev的高階諧波輸入對于BVI噪聲的影響。同一時間，在歐洲的DNW風(fēng)洞中[18]，Splettstoesser等進行了另一次開環(huán)風(fēng)洞試驗。試驗對象為40%動力相似的4槳葉BO-105無鉸式模型旋翼。值得一提的是這是國際上首次在消聲環(huán)境中進行的HHC聲學(xué)試驗。試驗分別對3種不同的高階諧波槳距輸入(3/rev，4/rev，5/rev)進行了開環(huán)試驗研究，結(jié)果表明這3種槳距輸入都可以有效降低BVI噪聲水平，但同時旋翼振動水平及低頻噪聲水平會有所增大。此外試驗發(fā)現(xiàn)，對于不同的直升機下降狀態(tài)，固定的HHC控制輸出（單一的控制頻率、幅值及相位）已不能滿足要求，需要閉環(huán)HHC控制才能取得更好的效果。于是，基于HHC技術(shù)，德國與法國合作于1991年在DNW風(fēng)洞中進行了BVI噪聲的閉環(huán)風(fēng)洞試驗[19]。試驗驗證了所提出的閉環(huán)控制算法（T矩陣法）的可行性和有效性。

盡管HHC技術(shù)被證明可用于降低BVI噪聲，但是其降噪機理并未完全明確。為系統(tǒng)地驗證HHC技術(shù)在直升機降噪、減振方面的有效性并揭示其背后的機理，美、法、德三國合作，于1994年在DNW風(fēng)洞中，基于4槳葉BO-105模型旋翼開展了著名的HART(Higher Harmonic-Control Aeroacoustic Rotor Test)試驗項目[20]。該項目采用了激光多普勒測速儀（測量渦強）、激光片光技術(shù)（測量渦的形狀和槳渦干擾距離）等當(dāng)時最先進的測試設(shè)備和技術(shù)開展試驗研究。圖3分別給出了無控、噪聲最小及振動最小時的BVI噪聲云圖，所施加的HHC控制頻率皆為3/rev。此外通過對大量試驗數(shù)據(jù)的分析，研究者認(rèn)為槳渦干擾距離是影響B(tài)VI噪聲的最主要參數(shù)之一。值得一提的是，HART試驗十分經(jīng)典，其試驗數(shù)據(jù)被各國研究人員廣泛引用，用于驗證計算分析模型的正確性及有效性。之后不久，為進一步加深對HHC技術(shù)降低BVI噪聲物理本質(zhì)的理解，2001年，美國NASA聯(lián)合DLR及法國宇航中心（Office National d'Etudes et de Recherches Aerospatiales，ONERA）等多家研究機構(gòu)利用更多先進的測量儀器（如PIV粒子圖像速度測量儀，SPR立體聲識別，BTD槳尖偏轉(zhuǎn)測量等）開展了HARTII試驗[21]。試驗結(jié)果表明：HHC技術(shù)通過高階槳距作用使得槳渦干擾發(fā)生位置由槳尖處向槳跟轉(zhuǎn)移，從而削弱了BVI噪聲的輻射。

盡管所有的研究均表明HHC技術(shù)能夠有效降低旋翼BVI噪聲，但由于技術(shù)條件限制，其使用的液壓作動器重量代價大、所需驅(qū)動功率高，另外由于控制頻率受限，因此HHC技術(shù)的應(yīng)用受到了很大的限制。

圖3 HART試驗無控及有控時BVI噪聲云圖

2 基于IBC的旋翼BVI噪聲主動控制

為克服HHC技術(shù)的上述缺陷，從20世紀(jì)90年代開始，國外研究人員逐漸將研究重心轉(zhuǎn)到了IBC技術(shù)上。國外對于基于IBC的旋翼BVI噪聲主動控制技術(shù)研究主要通過風(fēng)洞試驗及飛行試驗。美國和歐洲在此領(lǐng)域廣泛進行合作，先后基于BO-105直升機、UH-60全尺寸旋翼，以及CH-53G直升機開展過大量的開環(huán)控制風(fēng)洞試驗及試飛研究，而閉環(huán)控制試驗/試飛僅在BO-105直升機和CH-53G直升機進行過，上述試驗和試飛均取得了較好的BVI降噪效果。

1994，NASA艾姆斯研究中心聯(lián)合德國ZFL公司、DLR及歐洲直升機公司德國分部(Eurocopter Deutschland，ECD)在NASA艾姆斯研究中心的40×80英尺風(fēng)洞中，對4槳葉的BO-105全尺寸旋翼進行了首次開環(huán)IBC風(fēng)洞試驗[22]。試驗的主要目的是研究不同頻率（正弦輸入）、不同類型（脈沖輸入、小波輸入）的IBC控制輸入對于直升機BVI噪聲的影響。試驗結(jié)果表明：2/rev的IBC控制效果最好，而脈沖輸入及小波輸入也取得了一定的降噪效果。需要注意的是，該風(fēng)洞試驗的測量系統(tǒng)并不完善，僅選取了槳盤下方的3個固定測點（其中前行邊2個，后行邊1個）。一年之后，在此前風(fēng)洞試驗的基礎(chǔ)上，NASA艾姆斯研究中心、ZFL、DLR聯(lián)合ECD開展了第二次開環(huán)IBC風(fēng)洞試驗[23]。此次風(fēng)洞試驗改進了噪聲測量系統(tǒng)，將麥克風(fēng)由單點排布轉(zhuǎn)變?yōu)辂溈孙L(fēng)陣列掃略。此外，還增加了研究目標(biāo)，除原有的噪聲控制外，增加了提升旋翼性能及降低旋翼振動水平，試驗結(jié)果見表1。

在風(fēng)洞試驗的基礎(chǔ)上，為了將IBC技術(shù)推向工程應(yīng)用，研究人員分別基于BO-105及UH-60直升機開展了試飛研究。其中BO-105試飛項目主要由ECD負責(zé)，而UH-60試飛項目則主要由NASA負責(zé)。值得一提的是這兩個項目中的IBC控制系統(tǒng)皆由ZFL設(shè)計制造。其IBC控制系統(tǒng)均由液壓作動器驅(qū)動，安裝于槳根原變距拉桿位置，其中UH-60 IBC控制系統(tǒng)的液壓作動器安裝了系統(tǒng)保護裝置，在緊急情況下可以鎖死作動器以保障直升機正常飛行。

1998年，ECD聯(lián)合ZFL、DLR及戴姆勒-奔馳公司基于4槳葉BO-105直升機進行了首次開環(huán)IBC飛行試驗[24]。為了測量BVI噪聲，麥克風(fēng)被固定于起落架上。本次飛行試驗的主要目的是考察IBC控制系統(tǒng)能否有效降低BVI噪聲。試驗取得了良好的降噪效果，驗證了IBC控制系統(tǒng)對于降低BVI噪聲的有效性。進一步通過分析試驗獲取的數(shù)據(jù)，再次證明了IBC控制引起的槳渦干擾距離的增加是BVI噪聲降低的主要原因。在開環(huán)飛行試驗的基礎(chǔ)上，ECD利用BO-105直升機進行了首次閉環(huán)IBC飛行試驗[25]。控制算法采用了簡單的最優(yōu)相位搜索法——黃金分割搜索法，即在控制頻率及幅值固定不變的情況下對相位進行實時掃略，獲取最優(yōu)控制相位。飛行試驗結(jié)果表明，所研制的閉環(huán)BVI噪聲控制系統(tǒng)效果良好，最多可降低5 dB的BVI噪聲（地面測量點），且機體上麥克風(fēng)測量值與地面麥克風(fēng)測量值變化趨勢基本一致。

21世紀(jì)初，NASA艾姆斯研究中心聯(lián)合ZFL及西科斯基飛機公司(Sikorsky Aircraft Corporation，SAC)提出了基于UH-60直升機的IBC飛行試驗驗證項目。該項目主要考證IBC系統(tǒng)對于UH-60主旋翼的降噪、減振及性能提升作用。為了降低飛行試驗的風(fēng)險，項目首先在NASA艾姆斯研究中心的80×120英尺風(fēng)洞中進行了開環(huán)IBC風(fēng)洞試驗[26]。試驗結(jié)果表明：低速斜下降狀態(tài)時，幅值為3.0°的2/rev IBC控制可以有效降低BVI噪聲，但同時振動水平會大幅增加；BVI噪聲的控制效果隨著控制幅值的增大而顯著增大。而對于基于UH-60的IBC飛行試驗，目前尚未有相關(guān)文獻提及。

此外，為了降低CH-53G直升機的外場噪聲水平，ZFL獨立設(shè)計制造了適用于CH-53G直升機，由液壓作動器驅(qū)動的IBC控制系統(tǒng)，與UH-60上的IBC系統(tǒng)類似，該作動器也具有系統(tǒng)保護裝置。之后基于CH-53G直升機進行了開環(huán)飛行試驗[27]。試驗表明：幅值為0.67°，相位為30°的2/rev IBC控制可以降低3 dB的BVI噪聲，如將幅值增到至1.1°，BVI噪聲可以降低達5 dB（地面評估點）。隨后，2003年，ZFL公司針對CH-53G直升機又進行了IBC系統(tǒng)的閉環(huán)飛行試驗[28]，遺憾的是本次飛行試驗只進行了IBC系統(tǒng)的閉環(huán)減振測試，并未涉及BVI降噪。

綜合上述IBC用于降低BVI噪聲的風(fēng)洞試驗及飛行試驗，表1給出了試驗結(jié)果匯總。不難看出：

1)作為IBC控制系統(tǒng)的設(shè)計生產(chǎn)單位，ZFL參與了幾乎所有的風(fēng)洞及飛行試驗；

2)對于基于IBC的BVI噪聲主動控制，2/rev的諧波控制頻率降噪效果較好，使用最多；

3)單個頻率的IBC控制很難同時實現(xiàn)減振降噪。

雖然IBC可以用于降低BVI噪聲，但IBC控制系統(tǒng)本身結(jié)構(gòu)復(fù)雜且所需驅(qū)動功率大。另外，由于IBC控制系統(tǒng)基本采用液壓系統(tǒng)驅(qū)動，其作動器重量代價較大，且與液壓作動器配套使用的液壓集流環(huán)成本高昂不易維護，于是一些研究者又逐漸將研究重心轉(zhuǎn)向另一種主動控制形式——ACF。

表1 IBC用于降低BVI噪聲的風(fēng)洞試驗及飛行試驗匯總

3 基于ACF的旋翼BVI噪聲主動控制

ACF技術(shù)最早出現(xiàn)于20世紀(jì)60年代，最初的研究目的也是為了延緩槳葉失速，提高槳葉升力[29]。后來由于IBC技術(shù)發(fā)展受阻，部分研究者轉(zhuǎn)而研究利用ACF技術(shù)來降低BVI噪聲。

1992-1995年間，美國麥道直升機公司聯(lián)合NASA蘭利聲學(xué)部門在蘭利研究中心的亞音速風(fēng)洞中進行了ACF旋翼系統(tǒng)的概念驗證工作[30–31]，其主要目的是考證ACF技術(shù)能否用于減振及降噪。試驗表明利用非諧波的高階襟翼偏轉(zhuǎn)可以降低BVI噪聲3 dB～5 dB。需要說明的是，由于當(dāng)時沒有合適的作動器，ACF的驅(qū)動是被動式的，襟翼的偏轉(zhuǎn)規(guī)律由固定在槳轂內(nèi)的凸輪形狀決定。受試驗結(jié)果的鼓舞，隨后美國及歐洲分別對ACF技術(shù)開展了研究。

其中美國方面主要進行了兩次全尺寸風(fēng)洞試驗研究，即SMART旋翼測試試驗[32]及西科斯基主動襟翼演示旋翼測試試驗[33]。

SMART旋翼測試試驗被認(rèn)為是迄今為止最成功的全尺寸ACF風(fēng)洞試驗。該試驗屬于SMART旋翼驗證項目的一部分，由美國波音公司、NASA、美國陸軍、美國國防預(yù)先研究計劃局、麻省理工學(xué)院及馬里蘭大學(xué)合作完成。試驗主要考驗ACF在直升機降噪、減振、功率控制及性能提升方面的效果。SMART旋翼由1個全尺寸的5槳葉無軸承MD900直升機旋翼改造而來，每片槳葉上內(nèi)部安裝了特別研制的壓電作動器用以驅(qū)動后緣襟翼偏轉(zhuǎn)，襟翼偏轉(zhuǎn)頻率為2/rev至6/rev，最大偏轉(zhuǎn)角為6°。部分試驗結(jié)果如下：

(1)前進比為0.15時，頻率為4/rev，幅值為1.5°，相位30°的襟翼控制對于降低BVI噪聲最為有利，但是這種襟翼控制會引起槳轂振動載荷的增加；

(2)前進比為0.165時（聯(lián)邦航空局BVI噪聲認(rèn)證飛行狀態(tài)），頻率為3/rev，幅值為1.5°，相位180°的襟翼控制對于降低BVI噪聲最有利。不難看出，不同飛行狀態(tài)時，達到最佳降噪效果的襟翼控制輸入不同。另外值得注意的是，被普遍認(rèn)為對降低BVI噪聲最有利的2/rev襟翼控制在該測試中表現(xiàn)不佳，研究者認(rèn)為可能是由于SMART旋翼較高的扭轉(zhuǎn)剛度所致。

另一個全尺寸風(fēng)洞試驗即西科斯基主動襟翼演示旋翼測試試驗，該試驗屬于高性能旋翼飛行器設(shè)計項目的一部分，由美國陸軍航空應(yīng)用技術(shù)理事會聯(lián)合西科斯基飛機公司及美國聯(lián)合技術(shù)研究中心合作完成。試驗對象為4槳葉鉸接式的S-434直升機旋翼。該試驗的襟翼控制系統(tǒng)同樣由壓電作動器驅(qū)動，且系統(tǒng)實現(xiàn)了模塊化及襟翼閉環(huán)控制。

歐洲方面則主要由DLR牽頭進行了風(fēng)洞試驗及飛行試驗研究。

2005年，DLR聯(lián)合ONERA在法國ONERA S1摩丹風(fēng)洞中基于4槳葉鉸接式的馬赫數(shù)相似旋翼進行了風(fēng)洞試驗[34]。試驗結(jié)果表明：襟翼位置越靠近槳尖對降低BVI噪聲越有利；另外對于4/rev的襟翼控制，控制幅值越大，降噪效果越好。

在該風(fēng)洞試驗的基礎(chǔ)上，為更加系統(tǒng)全面的對ACF技術(shù)開展研究，2005年9月，DLR、歐洲直升機公司、歐洲宇航防務(wù)集團及戴姆勒-克萊斯勒公司聯(lián)合在BK-117直升機上進行了首次ACF飛行試驗[35]。試驗主要研究后緣襟翼對于減振和降噪的作用，其中2/rev的頻率成分用來降噪，3，4，5/rev用來減振。之后在2009-2011年間，歐洲直升機公司在EC-145直升機上又進行了一系列新的ACF飛行試驗[36]，試驗重點在提高減振效果上，遺憾的是已公開的文獻并未給出降噪方面的相關(guān)信息。

此外，美國密歇根大學(xué)的PATT和Friedmann等人對ACF技術(shù)用于降低BVI噪聲進行了細致的理論研究[37–38]。PATT基于自由尾跡模型及氣動聲學(xué)模型開發(fā)了可用于BVI噪聲主動控制的仿真模型，并基于該模型進行了ACF用于直升機減振、降噪以及同時減振降噪的仿真研究，仿真中所用閉環(huán)控制算法均為T矩陣法。研究表明，利用ACF同時減振降噪是可行的，但是與單獨減振/降噪的效果相比，同時減振降噪的單項控制效果較差。仿真還對比了單片及雙片襟翼在減振及降噪方面的差異，整體而言，雙片襟翼更具優(yōu)勢。

ACF能有效解決HHC及IBC技術(shù)的不足,且已經(jīng)多次在風(fēng)洞試驗中驗證了其對于降低BVI噪聲的有效性,是一種極具前景的主動控制方法。

4 其他類型旋翼BVI噪聲主動控制技術(shù)

4.1 主動扭轉(zhuǎn)旋翼

主動扭轉(zhuǎn)旋翼即ATR，顧名思義即利用嵌在槳葉內(nèi)部或者槳葉表面的智能材料使槳葉可以主動扭轉(zhuǎn)的旋翼[39]，其發(fā)展與智能材料與結(jié)構(gòu)的發(fā)展密不可分，

目前對于ATR的研究尚處于基礎(chǔ)研究階段，主要原因是智能材料的驅(qū)動力不足，槳尖偏轉(zhuǎn)角達不到指定要求[40]。而利用ATR進行BVI降噪還處于理論研究階段，目前僅美國的Fogarty等[41]及意大利羅馬大學(xué)的Anobile、Gennaretti等[42]進行了部分相關(guān)研究。值得一提的是，Anobile在文獻[42]中提出了一種利用超高階控制頻率的ATR控制降低旋翼BVI噪聲的方法，其控制頻率與槳葉上0.87r處的BVI載荷頻率相同，控制僅在相位角位于260°～320°時施加，以減小可能的不利影響。

4.2 主動格尼襟翼

Microflap本質(zhì)上是一個可展開的格尼襟翼。通過Microflap可以改變槳葉局部位置的升力及俯仰力矩，于是有研究者開始嘗試?yán)肕icroflap來控制直升機的振動及噪聲。相較于其他主動控制方式，Microflap尺寸小，所需功率小，驅(qū)動頻帶寬，且對槳葉結(jié)構(gòu)剛度影響不大。

到目前為止，利用Microflap進行BVI降噪的研究還停留在仿真研究階段，密歇根大學(xué)的Padthe及Friedmann研究了Microflap對于直升機減振、降噪及性能提升方面的作用，并且對比了單片Microflap及雙片Microflap對于BVI降噪的影響[43]。結(jié)果表明：雙片Microflap在BVI降噪方面明顯優(yōu)于單片Microflap。另外，與其它主動控制方式類似，Microflap在降噪的同時也會伴隨振動水平的提高。

5 控制算法

控制算法設(shè)計是實現(xiàn)直升機BVI噪聲主動控制的關(guān)鍵技術(shù)之一，直接關(guān)系到主動控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性、收斂性及魯棒性，因此將控制算法的發(fā)展歷程及趨勢單獨總結(jié)。

從BVI噪聲主動控制技術(shù)的發(fā)展歷程可以看出，到目前為止，僅有兩種閉環(huán)BVI噪聲控制算法曾被實際采用，分別為最優(yōu)相位搜索法（黃金分割搜索法）和頻域自適應(yīng)控制算法（T矩陣法）。

如第2節(jié)所述，黃金分割搜索法本質(zhì)上是一種一維搜索方法，其原理為通過不斷縮小單峰函數(shù)的最值的已知范圍，從而找到最值。而黃金分割搜索法則是一種經(jīng)典的優(yōu)化計算方法，以算法簡單、收斂速度均勻、效果好而著稱，是許多優(yōu)化算法的基礎(chǔ)。

T矩陣法最早由美國人Johnson在20世紀(jì)80年代提出[44]，最初的目的是為了降低直升機旋翼的振動水平，之后才被應(yīng)用于旋翼BVI噪聲主動控制。在文獻[44]中，Johnson詳細描述了該算法，并總結(jié)了T矩陣法的三大特征：

(1)響應(yīng)模型基于準(zhǔn)線性假設(shè)；

(2)采用最小二乘法或卡爾曼濾波算法識別模型參數(shù)，可離線也可在線辨識；

(3)采用二次型目標(biāo)函數(shù)。

在隨后的30多年中，T矩陣法得到了廣泛研究和應(yīng)用，應(yīng)用領(lǐng)域也逐漸擴展到旋翼BVI噪聲控制、直升機結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動振動控制[45]及電控旋翼槳距控制[46]等系統(tǒng)中。Shaw等研究了3種不同的T矩陣法控制器：固定增益調(diào)節(jié)器、預(yù)定增益調(diào)節(jié)器及自適應(yīng)控制器，并且數(shù)值仿真及風(fēng)洞試驗表明自適應(yīng)控制器比增益調(diào)教器更具優(yōu)勢[47]。Jacklin則通過仿真充分研究對比了對T矩陣法中頻響矩陣進行在線識別的五種系統(tǒng)辨識方法（加權(quán)最小二乘法、卡爾曼濾波法、最小均方法、廣義卡爾曼濾波法以及廣義最小均方法）[48]。在精確性、穩(wěn)定性、收斂性、計算速度和實現(xiàn)的難易性等方面對這5種算法進行了考察，結(jié)果表明除加權(quán)最小二乘法之外，其余4種方法均可用于系統(tǒng)在線辨識。其中LMS法需要調(diào)節(jié)的參數(shù)少，具有計算速度快而且易于實現(xiàn)的優(yōu)點。相比于卡爾曼濾波法，廣義卡爾曼濾波法需要更多的測量值，計算速度稍慢，但是識別準(zhǔn)確度較高。Dan Patt等在前人研究的基礎(chǔ)上，從控制理論角度對HHC算法的收斂性、魯棒性等方面進行了深入的理論推導(dǎo)和數(shù)值仿真分析，為T矩陣法提供了綜合的理論基礎(chǔ)[49]。

國內(nèi)方面，趙燦峰、顧仲權(quán)等在傳統(tǒng)T矩陣法的基礎(chǔ)上提出了3種在線辨識改進算法（雙LMS算法、雙NLMS算法及二次卡爾曼濾波算法），對3種改進算法的收斂性、魯棒性、可控性及控制器目標(biāo)函數(shù)選擇等進行了理論推導(dǎo)分析與總結(jié)，并通過仿真及試驗驗證了所提出改進算法的有效性[50]。

相比于旋翼振動主動控制，旋翼BVI噪聲主動控制具有其特殊性，主要表現(xiàn)在控制器輸出信號頻率與受控信號頻率不一致。因此，到目前為止，僅有兩種閉環(huán)BVI噪聲控制算法被實際采用。其中黃金分割搜索法只對控制器輸出信號的相位進行控制，回避了控制器輸出信號頻域與受控信號頻率不一致的問題，將BVI噪聲的主動控制問題簡化為了一維搜索問題。而T矩陣法則在頻域內(nèi)對信號進行處理，其中控制器輸出信號頻率是固定的，僅調(diào)整輸出信號的幅值與相位。如前文所述，黃金分割搜索法雖然已經(jīng)取得了部分降噪效果，但其只能調(diào)整控制輸入的相位，故而適應(yīng)能力較差；而T矩陣法采樣需要等待瞬態(tài)響應(yīng)完全衰減后進行，因此控制間隔較大，修正速度較慢，另外由于其穩(wěn)定性及魯棒性等問題，T矩陣法尚未在試飛中真正得到驗證。

目前，國內(nèi)外對于BVI噪聲主動控制技術(shù)中控制算法研究幾乎都集中在頻域T矩陣法上，尚未開展過時域算法的相關(guān)研究。近些年來，隨著科技的進步，DSP等微處理器技術(shù)得到了長足的發(fā)展，更新速度快、適應(yīng)性強但計算量較大的時域法也越來越引起廣大研究者的重視。相較而言，時域自適應(yīng)控制算法不需要提取主頻響應(yīng)及采樣等待，控制更新速度快，也是旋翼BVI噪聲控制領(lǐng)域值得嘗試的控制算法。

6 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

國內(nèi)對于BVI噪聲的研究主要集中于理論研究，其中徐國華、招啟軍及史勇杰等對BVI噪聲的建模與分析、降噪方法等開展了較為深入的仿真研究[51–52]。而在BVI噪聲主動控制研究方面，國內(nèi)起步較晚，到目前為止尚未取得實質(zhì)性進展。

其中，對于HHC降低BVI噪聲的研究還停留在開環(huán)仿真研究階段。王亮權(quán)，徐國華等基于修正Beddoes尾跡/槳葉動力學(xué)耦合方法和Farassat 1A公式，建立了一個能夠計入高階諧波控制影響的旋翼槳渦干擾氣動載荷與噪聲計算模型，研究表明高階諧波的相位控制對于BVI噪聲有顯著影響，同時槳葉的動力學(xué)特性尤其是扭轉(zhuǎn)特性對高階諧波控制影響很大[53]。本文作者則利用旋翼尾跡方法進行了BVI噪聲開環(huán)主動控制研究[54]。研究表明適當(dāng)?shù)臉嗫刂瓶筛纳茦P迎角分布，降低槳渦干擾位置附近的槳葉氣動載荷，從而降低BVI噪聲。陳思雨，招啟軍等基于CFD數(shù)值方法及FW-H方程建立了直升機斜下降狀態(tài)下旋翼BVI噪聲估算的高精度數(shù)值模擬方法，并基于該方法開展了高階諧波控制對BVI噪聲抑制機理及參數(shù)研究[55]。研究表明高階諧波控制通過控制槳距變化規(guī)律從而達到抑制旋翼BVI噪聲的目的。

在槳根驅(qū)動IBC方面，倪同兵、招啟軍基于CFD/CSD/FW-H_pds方程的綜合噪聲分析方法分析了槳根驅(qū)動IBC控制相位角、幅值和頻率等不同控制參數(shù)對BVI噪聲的影響[56]。結(jié)果表明：選取合理的IBC主動控制參數(shù)，BVI噪聲降低可達5 dB～7 dB。

在試驗研究方面，董祥見等人基于電控旋翼綜合試驗臺進行了旋翼噪聲的開環(huán)主動控制試驗[57]，積累了一定的經(jīng)驗。

此外，對于ACF、ATR、Microflap等技術(shù)用于降低BVI噪聲，國內(nèi)尚沒有任何研究成果公開發(fā)表。

7 總結(jié)與展望

直升機旋翼BVI噪聲主動控制技術(shù)是旋翼氣動聲學(xué)、控制理論及數(shù)字信號處理等多學(xué)科的交叉融合，具有巨大的民用及軍事應(yīng)用價值，近些年來吸引了大量著名學(xué)者及科研機構(gòu)的關(guān)注。整理、回顧、總結(jié)旋翼BVI噪聲主動控制的發(fā)展過程可見，雖然歐美等發(fā)達國家互相合作，在該領(lǐng)域投入了大量的人力、物力，提出了多種控制方式，但是其發(fā)展仍不成熟。現(xiàn)階段研究主要集中于單一噪聲目標(biāo)的控制，對于降噪引起的振動水平增加及旋翼性能降低等方面并沒有綜合考慮。未來，若想在型號直升機上投入應(yīng)用，噪聲、振動與旋翼性能的綜合主動控制將是重中之重。

我國在該領(lǐng)域起步較晚，目前僅開展了部分理論研究，若想在該領(lǐng)域占據(jù)一席之地，包括以下關(guān)鍵技術(shù)在內(nèi)的課題還需進一步突破：

(1)作動器。到目前為止，除了HHC技術(shù)之外，本文所述的其余四種控制方式，其作動器都需工作在強離心場中，這對作動器的性能及可靠性提出了更高的要求。液壓作動器結(jié)構(gòu)復(fù)雜、笨重而且需要液壓集流環(huán)；智能材料作動器產(chǎn)生的位移較小，需要復(fù)雜的放大機構(gòu)。因此研制高性能、高可靠性的作動器依然是關(guān)鍵技術(shù)之一。

(2)閉環(huán)控制算法。機動飛行時的直升機，旋翼氣動環(huán)境十分復(fù)雜，并且始終伴隨著大量的外界擾動。在這樣的情況下要控制BVI噪聲，并始終取得較好的降噪效果，就要求控制系統(tǒng)具有很強的穩(wěn)定性及自適應(yīng)能力，而控制系統(tǒng)的性能主要由控制算法決定，因此設(shè)計具有自適應(yīng)能力及高穩(wěn)定性、魯棒性的控制算法是此項研究的核心。

(3)試驗及試飛驗證技術(shù)。旋翼BVI噪聲主動控制試驗主要包括風(fēng)洞試驗及飛行試驗。為實現(xiàn)旋翼BVI噪聲主動控制技術(shù)風(fēng)洞試驗研究，需要采用先進而完善的旋翼槳葉表面壓力、流場、噪聲等試驗測試技術(shù)手段，并重點解決模型旋翼主動控制系統(tǒng)的研制問題。在飛行試驗方面，則需突破全尺寸主動控制旋翼的研制及外場旋翼BVI噪聲測量問題。

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