0 引言

飞机舱内噪声是影响驾驶员和乘客舒适性的一项重要指标，舱内噪声的最小化是国内外共同追求的目标，降低噪声，提升舱内噪声水平可提高飞机的市场竞争力。现有的舱内降噪方法分为被动降噪和主动降噪两方面，被动降噪主要是通过修改噪声传递路径增大传递损失来实现，按照声学性能划分，可分为隔声、吸声、减振降噪；这些被动降噪措施在飞机上已经有成熟应用，对中高频段噪声有良好的控制效果，但对于声波较长的低频噪声却收效甚微；减振降噪技术中的动力吸振器可根据目标低频进行设计，但其重量代价较大，且仅针对单频。主动噪声控制技术则对低频噪声表现出良好的降噪效果，且对降噪频率具有一定的跟随性和适应性^[1]。

目前，主动噪声控制技术在汽车、高铁领域已有广泛的研究及应用^[2-4]，在飞机领域也有一些研究，主要是喷气和螺旋桨式发动机。英国南安普顿大学在螺旋桨飞机上进行了主动降噪技术的应用效果研究，给出了降噪效果与系统各设备的布局间的关系^[5]；Griffin等也在波音767机身段，搭建声学试验平台，研究主动降噪技术对于低频噪声的抑制效果，得到舱内8~11 dB的降噪量^[6]。国内则针对螺旋桨飞机地面试验以及算法仿真分析^[7-8]居多。而当代民航客机常用的发动机还有涡扇发动机，但关于主动降噪技术在涡扇飞机上应用的研究较少。庞立红等通过在地面临时安装主动降噪设备对发动机转子噪声主动控制的研究表明该技术在涡扇飞机上也能够有较好的降噪效果^[9]，但由于飞机飞行环境及舱内声场环境复杂，实际主动噪声控制技术在飞机上该如何集成应用，飞行过程中的降噪效果是否可以被保证目前鲜有数据说明。

本文针对某涡扇飞机的发动机噪声特性，设计了一套主动降噪系统，给出其在飞机上的加装方案；并设计飞行试验，对典型飞行工况的真实噪声数据进行采集分析，比较主动降噪系统开启前后的噪声值，从而给出主动降噪技术对涡扇飞机在真实飞行环境下的降噪效果，为主动降噪系统在涡扇飞机上的布局方案形成指导建议。

1 主动降噪系统的工作原理

目前主动降噪系统常用的核心算法为自适应滤波算法^[10]，自适应算法选择最小均方算法（least mean square，简称LMS），该算法的基本组成如图1所示。

图1中，x（n）为原始声源，作为系统的参考输入信号；d（n）为目标降噪噪声，为从声源传递到舱内的原始基础噪声；P（z）指噪声从声源传递到舱内的路径；W（z）为控制滤波器，是主动降噪系统的核心，通过其参数不断调整控制次级声源发出的声音实时更新；S（z）为误差通道，修正控制滤波器的参数；y′（n）为次级声源的声音经控制系统修正后到达目标降噪区域的声音。

通过实时更新控制滤波器的参数W（z）控制次级声源发出同步更新的反相噪声，与目标降噪噪声d（n）叠加相消，使误差信号的平方最小，如式（1）所示：

式中：$x^{\mathrm{\text{'}}}（n）=\sum _{i=0}^{H-1}{s}_{i}x（n-i）$，H和s_i分别为误差通道S′（z）的阶数和系数，i=1，2，···，H-1。

定义代价函数J（n）为：

式中，K为误差麦克风的数量，k =1，2，···，K。

控制滤波器W（z）实时更新，公式为：

式中，μ为迭代步长。

该系统的工作原理如图2所示，控制的基本思想是在目标降噪区域内人为添加一个次级声源，通过传感器（如加速度传感器）对原始声源的信号特性提取作为参考，以主动控制滤波算法进行实时更新控制，使次级声源发出与舱内原噪声幅值相同、相位相反的声音信号，通过两列信号叠加实现对原始噪声的消减，继而实现舱内噪声的降低。

2 主动降噪系统的设计及机上安装方案

本次飞行试验在一架尾吊式涡扇飞机上进行，该试飞机内饰完整，与实际航线运行的客机舱内环境相同。尾吊式飞机的发动机直接安装在机身结构后部，距离舱内近，由于发动机噪声而引起客舱后部的噪声会很大，包含喷流、风扇和转子结构声。其中，对于涡扇飞机，其高压转子和低压转子引起的结构振动声对舱内噪声的贡献量尤其大，表现出高压转子和低压转子频率处的噪声尖峰值。本文飞行试验所涉及的飞机，发动机低压转子N1转速大致在85%~98%之间，对应振动频率约为85~98 Hz，发动机高压转子N2转速大致在91%~98%，对应振动频率约为260~280 Hz。

本文中的主动降噪系统将后乘务员的2个座椅区域作为降噪的目标区域，通过主动控制算法对目标区域发动机两级转子频率处的噪声值进行控制。系统设备主要包含主动控制器、次级扬声器、误差麦克风、加速度传感器。其中，主动控制器主要实现主动控制算法；次级扬声器作为次级声源则根据控制发出反相声波；误差麦克风在主动降噪控制区域内，识取噪声信号，作为信号反馈，使系统可以实时反馈噪声量级；加速度传感器则为主动降噪系统识取机体结构的振动信号作参考。

由于主动降噪系统降噪区域的局限性以及实际机上改装工作的难度，结合飞机舱内噪声的频谱特性及分布情况，主动降噪系统集中安装在客舱后部，加速度传感器安装在舱内客舱后部左右端框上，更好地捕获两个发动机的振动信号作为参考输入；误差麦克风安装在目标降噪区域后乘务员座椅人耳对应区域，次级扬声器安装在后乘务员座椅头靠后部的后端板上。次级扬声器和误差麦克风的布局如图3所示。

3 主动降噪飞行试验

3.1 飞行试验工况

为了充分研究主动降噪系统在不同飞行环境下的作用效果，飞行测试工况见表1。

本文选取飞行试验工况的原则为：

1）为考察在不同背景噪声下主动降噪系统的降噪效果，选取爬升和巡航两种飞行状态。一般而言，涡扇飞机在起飞爬升阶段的发动机转速最大、巡航阶段次之，因发动机振动而引起的噪声值也随发动机转速的减小而减小。

2）为分别考察主动降噪系统对于发动机转速的鲁棒性，在巡航阶段仅控制高度和速度。

3）为考察主动降噪在不同巡航高度下是否存在作用效果差异，巡航阶段选取两个飞机典型的巡航高度25 000 ft和28 000 ft。

3.2 噪声测点选取

为了监测降噪效果，如图4所示，本文选取9个噪声测点，其中3个测点在左、右后乘务员坐姿下左右耳对应区域，作为目标降噪区域测点；6个测点布置在客舱倒数2排座椅人员坐姿下头部对应区域，作为非目标降噪区域测点，同时考察主动降噪系统对于目标降噪区域的降噪效果以及对非目标降噪区域是否有噪声增加的影响。

3.3 噪声数据处理方法

对于舱内噪声信号，主要采用频域方法分析不同工况下不同测量位置的噪声频谱，并进行总声压级（OASPL）计算和对比。在进行各个工况的数据处理时，截取各测点在主动降噪系统开启和关闭两种状态的时域数据进行分析，时域数据示例如图5所示。由图5可知，各测点的声压值在系统开启前后是有明显变化的。在频谱分析获得声压频谱后，采用对每一频率声压级叠加的方法计算得到总声压级。

3.4 噪声数据分析结果

为验证主动降噪系统的作用效果，对目标降噪区域测点进行频谱分析，对比在系统开关两种状态下目标降噪频率处的噪声值变化；对非目标降噪区域的测点，计算总声压级，对比在系统开关两种状态下噪声值是否有增加。各个工况下的计算结果如图6至图14所示。图中纵坐标每网格代表声压级大小10 dBA，蓝红曲线的差值代表主动降噪系统开关前后的声压级变化量。

从图6至图14中各个工况下目标降噪测点的噪声曲线定性对比可以看出，在目标降噪频率处的基础噪声越大，降噪效果越好，系统的降噪效果表现为抹平N1频率和N2频率处的噪声尖峰值。

各个测试工况下在N1和N2频率的降噪量如表2所示。

由表2可以看出，主动降噪系统在各个工况均表现出较好的降噪效果，在N1频率处的平均降噪量为19.29 dB，在N2频率处的平均降噪量为6.00 dB；且结合图6至图14及表2的数据再次证实，各点降噪量大小与目标降噪频率处的基础噪声值有较大关系，基础噪声值越大，降噪量越大。

在N1频率处各测点的降噪量最大可达27.13 dB，最小6.75 dB；N2频率处最大降噪量13.05 dB，但个别测点在N2频率处的降噪量几乎为0 dB，可见系统对于N1频率的降噪效果表现较为稳定且降噪量更大。

对于可能受到主动降噪系统影响的非目标降噪区域，主要关注其是否有噪声的增加。各测点的噪声声压级如表3所示。

由表3可知，在基础噪声较小的巡航工况，系统的当前布局会造成非目标降噪区域的测点4和测点5（后两排座椅）的噪声值增大1 dB以上。因主动降噪系统的当前布局中次级扬声器正对直指测点4和测点5，误差麦克风与次级扬声器的布置关系为垂直关系，无法有效阻断次级扬声器向正前方的测点4和测点5传播。因此主动降噪系统在飞机上集成安装过程中应充分考虑次级声源和误差麦克风的位置关系，以及各设备输出参数的设定，避免因次级声源的发声造成非目标降噪区域的噪声增大。

图15和图16分别为爬升和巡航工况下的总声压级噪声云图。

在图15和图16中，颜色从蓝到红标识噪声值从低值到高值。通过表3及两种工况下客舱后部总声压级云图可知，爬升阶段因基础噪声较大，降噪效果更明显，降噪范围更大，扩大到后两排座椅，且根据随机人员的反馈，确实感受到爬升阶段在后两排走道的位置噪声有变化。

4 结论

本文基于某加装主动降噪系统的涡扇飞机进行真实飞行试验的设计，并对不同典型飞行工况下主动降噪系统的降噪效果进行数据分析，得出以下结论：

1）主动降噪系统在目标降噪区域有明显的降噪效果，且降噪效果与基础噪声有较大的关系，通常是往空间噪声声压级趋于一致的方向调整，基础噪声越大，在目标降噪频率处的降噪效果越好，且降噪范围也会扩大。

2）主动降噪系统对于N1低频的降噪效果表现较为稳定且控制效果越好，对于目标降噪测点在发动机低压转子N1频率处降噪量最大可达27.13 dB，平均在19.29 dB；对于发动机高压转子N2频率处的最大降噪量13.05 dB，平均6.00 dB，但个别目标测点在N2频率处的降噪量几乎为0.00 dB，降噪效果不稳定。

3）主动降噪系统在飞机集成安装过程中应充分考虑次级声源和误差麦克风的位置关系，以及各设备输出参数的设定，避免因次级声源的发声造成非目标降噪区域的噪声增大。

参考文献