涡轮螺旋桨飞机相同步主动降噪减振机理及自适应控制研究

Compared with active noise control technology whose actuators are the secondary acoustic/vibration source, synchrophasing control technology of turboprop engine has the significant advantage of noise reduction efficiency and engineering feasibility. However, synchrophasing hasn’t achieved the designed effect for the fact that the physical mechanical of synchrophasing hasn’t been fully understood, and that the synchrophase is not always the optimum one because the flight condition change. Method based on CFD flow field numerical calculation is put forward which can acquire the detail properties of real acoustic field of multi-propeller airplane. Mathematical cabin noise model, incorporated with the analysis of experimental data, can reveal the noise reduction mechanism behind synchrophasing and provide basis for noise reduction optimization of synchrophasing. Adaptive synchrophasing control system was provided to accommodate the flight condition change, online identification of noise signature vector is activated as required according to the identification criterion, real-time prediction of optimum synchrophase is achieved by adopting micro disturbance online identification method based on multi-blade phase plane control strategy to acquire identification data.For the fact of lack experimental condition of turboprop aircraft, ground test platform which can simulate the typical cabin vibration and acoustic properties is developed, and wind tunnel experiment is conducted to research the cabin noise distribution and the influential factors of optimum synchrophase, and flight experimental platform is also developed to verify the adaptive active synchrophase system.

与采用二次声源/振动源的主动噪声控制技术相比，涡轮螺旋桨发动机相同步控制在降噪效能和工程可行性方面具有显著的优势，但由于没有充分掌握其物理作用机理，并且受飞行条件变化等因素影响难以设置到当前最优相角，目前还没有达到预期降噪效果。本项目提出基于CFD流场数值计算获得多螺旋桨飞机真实声场的模型细节，结合机舱噪声数学模型和实验数据分析揭示相同步降噪的物理机理，为相同步降噪优化提供依据。提出自适应相同步控制策略，根据按需辨识准则启动噪声特征向量在线辨识，采用基于多桨叶相平面控制的小扰动法快速获得辨识数据，实时预测最优相角以适应飞行条件变化。为解决目前缺少真实涡桨飞机实验条件制约问题，研制能模拟典型机舱振动声学特性的地面实验平台并开展风洞实验，研究舱内噪声分布并分析最优同步相角各影响因素，研制基于模型飞机的飞行试验平台开展自适应主动相同步控制飞行验证。

螺旋桨噪声水平是涡桨飞机适航认证考察的主要目标之一，高噪声水平也会对飞机驾驶员及乘客的听力水平造成损伤。与采用二次声源/振动源的主动噪声控制技术相比，涡桨发动机相同步控制在降噪效能和工程可行性方面具有显著的优势。本项目研究涡桨发动机相同步主动降噪减振机理及自适应控制。.本项目开展了基于流场声场联合仿真的多螺旋桨噪声预测研究。提出采用计算流体力学技术计算多螺旋桨性能，得到不同工况下的多螺旋桨力学特性，然后修正谐波法建模方法中的时间参数，加入多桨相位延迟时间，利用多螺旋桨的力学特性建立噪声声源模型。.针对实际测量环境中麦克风测量位置有限的问题，提出了一种采用虚拟测量技术扩宽噪声测量范围的方法。提出了一种评价测量噪声信号品质的标准，采用了小波算法和三参数拟合法选取最小波动段信号，提高螺旋桨特征值模型的建模精度；提出将前向差分预测技术和随机最优扩散声场预测技术部署到实际测量环境中，扩大了噪声的测量范围。.开展了带机舱的地面相同步控制验证实验，验证了相同步控制在真实机舱内的降噪效果。提出一种混合卷积窗函数，对噪声信号频谱进行了修正，并优化了谐波参数修正的计算过程，提高了信号分析的准确度，对噪声信号的频谱泄漏和干扰起到了抑制作用。.提出了基于自抗扰控制螺旋桨桨距角控制方案，提高桨距角控制回路抗扰动能力。提出采用非支配排序遗传算法计算观测器增益的方法，减小了参数冗杂与随机性对系统的影响。提出一种全新的相角控制指令逻辑，优化了相角控制路径，提高了控制性能。.首次提出一种在小型无人机上开展相同步控制降噪的低成本试验方案。改进了无人机动力装置，提高转速和相角控制精度，提出采用全从控制构架代替主从构架，提高了试验的抗干扰能力。开展了基于小型无人机的螺旋桨相同步自适应降噪飞行试验，验证相同步降噪性能。.本项目揭示了螺旋桨相同步降噪的作用机理，并开展了飞行试验验证，该技术在涡桨飞机综合控制中具有重要的应用前景。