馮劍波，陸 洋

（南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）

直升機(jī)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(jī)的升力面和操縱面，同時(shí)也是直升機(jī)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(jī)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(jī)處于低速斜下降、小速度平飛、機(jī)動(dòng)飛行等狀態(tài)時(shí)，均會(huì)產(chǎn)生不同程度的BVI噪聲[4]。BVI噪聲一經(jīng)出現(xiàn)，會(huì)顯著增大直升機(jī)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(jī)BVI噪聲，已成為現(xiàn)代直升機(jī)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(jìn)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(dòng)降噪方法?？傮w而言，被動(dòng)方法效果有限，且對(duì)不同飛行狀態(tài)的適應(yīng)性差；若要進(jìn)一步提高BVI噪聲的控制效果，應(yīng)采用主動(dòng)控制方法。

旋翼主動(dòng)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(dòng)的主動(dòng)控制[8–9]。之后的研究發(fā)現(xiàn)，合理的主動(dòng)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(dòng)控制技術(shù)進(jìn)行旋翼BVI噪聲控制[10]。其主要原理為利用主動(dòng)控制技術(shù)降低槳葉載荷、減弱槳尖渦強(qiáng)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(jī)主動(dòng)控制方法[11]，開始用于改進(jìn)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(dòng)傾斜器下方的作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，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(lì)完全相同。

圖1 高階諧波控制及獨(dú)立槳距控制原理圖

然而，由于作動(dòng)器連接在自動(dòng)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(duì)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(duì)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(dú)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(duì)于HHC技術(shù)，IBC的槳距控制作動(dòng)器安裝在自動(dòng)傾斜器旋轉(zhuǎn)環(huán)上方，每一片槳葉都可以單獨(dú)實(shí)現(xiàn)多諧波槳距變化和任意的變距運(yùn)動(dòng)。研究表明：多個(gè)控制頻率的綜合IBC控制可以實(shí)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I(xiàn)BC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(dòng)整片槳葉進(jìn)行控制，所需驅(qū)動(dòng)功率大。于是一些研究者又將目光轉(zhuǎn)向了主動(dòng)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(dòng)器驅(qū)動(dòng)位于槳葉后緣的伺服襟翼進(jìn)行控制，有效減小了驅(qū)動(dòng)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(dòng)扭轉(zhuǎn)旋翼控制（Active Twist Rotor，ATR）及主動(dòng)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(dòng)控制技術(shù)的相關(guān)研究較少。

本文針對(duì)旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制技術(shù)展開討論，包括應(yīng)用于BVI噪聲主動(dòng)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(dòng)控制算法等，為我國直升機(jī)旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制研究提供參考。

1 基于HHC的旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制

早在1952年，美國人Steward就提出了HHC的概念，當(dāng)時(shí)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(jī)的飛行速度[11]。之后大量研究者對(duì)HHC技術(shù)展開了研究，主要工作集中在降低直升機(jī)的振動(dòng)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(jī)上成功進(jìn)行了HHC的閉環(huán)減振試驗(yàn)[15]。為了進(jìn)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(jī)上進(jìn)行了HHC用于降低BVI噪聲的開環(huán)飛行試驗(yàn)[16]。試驗(yàn)結(jié)果表明：對(duì)于具有3片槳葉的SA349直升機(jī)，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(jī)構(gòu)開始介入基于HHC的旋翼BVI噪聲主動(dòng)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(jìn)行了利用HHC技術(shù)降低BVI噪聲的開環(huán)風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)對(duì)象為4槳葉ARES（Aeroelastic Rotor Experimental System）全鉸接式動(dòng)力相似模型旋翼[17]，該試驗(yàn)僅研究了4/rev的高階諧波輸入對(duì)于BVI噪聲的影響。同一時(shí)間，在歐洲的DNW風(fēng)洞中[18]，Splettstoesser等進(jìn)行了另一次開環(huán)風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)對(duì)象為40%動(dòng)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(jìn)行的HHC聲學(xué)試驗(yàn)。試驗(yàn)分別對(duì)3種不同的高階諧波槳距輸入(3/rev，4/rev，5/rev)進(jìn)行了開環(huán)試驗(yàn)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(shí)旋翼振動(dòng)水平及低頻噪聲水平會(huì)有所增大。此外試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，對(duì)于不同的直升機(jī)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(jìn)行了BVI噪聲的閉環(huán)風(fēng)洞試驗(yàn)[19]。試驗(yàn)驗(yàn)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(jī)理并未完全明確。為系統(tǒng)地驗(yàn)證HHC技術(shù)在直升機(jī)降噪、減振方面的有效性并揭示其背后的機(jī)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(yàn)項(xiàng)目[20]。該項(xiàng)目采用了激光多普勒測(cè)速儀（測(cè)量渦強(qiáng)）、激光片光技術(shù)（測(cè)量渦的形狀和槳渦干擾距離）等當(dāng)時(shí)最先進(jìn)的測(cè)試設(shè)備和技術(shù)開展試驗(yàn)研究。圖3分別給出了無控、噪聲最小及振動(dòng)最小時(shí)的BVI噪聲云圖，所施加的HHC控制頻率皆為3/rev。此外通過對(duì)大量試驗(yàn)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(yàn)十分經(jīng)典，其試驗(yàn)數(shù)據(jù)被各國研究人員廣泛引用，用于驗(yàn)證計(jì)算分析模型的正確性及有效性。之后不久，為進(jìn)一步加深對(duì)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(jī)構(gòu)利用更多先進(jìn)的測(cè)量?jī)x器（如PIV粒子圖像速度測(cè)量?jī)x，SPR立體聲識(shí)別，BTD槳尖偏轉(zhuǎn)測(cè)量等）開展了HARTII試驗(yàn)[21]。試驗(yàn)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(dòng)器重量代價(jià)大、所需驅(qū)動(dòng)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(yàn)無控及有控時(shí)BVI噪聲云圖

2 基于IBC的旋翼BVI噪聲主動(dòng)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(duì)于基于IBC的旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制技術(shù)研究主要通過風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)。美國和歐洲在此領(lǐng)域廣泛進(jìn)行合作，先后基于BO-105直升機(jī)、UH-60全尺寸旋翼，以及CH-53G直升機(jī)開展過大量的開環(huán)控制風(fēng)洞試驗(yàn)及試飛研究，而閉環(huán)控制試驗(yàn)/試飛僅在BO-105直升機(jī)和CH-53G直升機(jī)進(jìn)行過，上述試驗(yàn)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(jī)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(duì)4槳葉的BO-105全尺寸旋翼進(jìn)行了首次開環(huán)IBC風(fēng)洞試驗(yàn)[22]。試驗(yàn)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(duì)于直升機(jī)BVI噪聲的影響。試驗(yàn)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(yàn)的測(cè)量系統(tǒng)并不完善，僅選取了槳盤下方的3個(gè)固定測(cè)點(diǎn)（其中前行邊2個(gè)，后行邊1個(gè)）。一年之后，在此前風(fēng)洞試驗(yàn)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(yàn)[23]。此次風(fēng)洞試驗(yàn)改進(jìn)了噪聲測(cè)量系統(tǒng)，將麥克風(fēng)由單點(diǎn)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(dòng)水平，試驗(yàn)結(jié)果見表1。

在風(fēng)洞試驗(yàn)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(jī)開展了試飛研究。其中BO-105試飛項(xiàng)目主要由ECD負(fù)責(zé)，而UH-60試飛項(xiàng)目則主要由NASA負(fù)責(zé)。值得一提的是這兩個(gè)項(xiàng)目中的IBC控制系統(tǒng)皆由ZFL設(shè)計(jì)制造。其IBC控制系統(tǒng)均由液壓作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，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(dòng)器安裝了系統(tǒng)保護(hù)裝置，在緊急情況下可以鎖死作動(dòng)器以保障直升機(jī)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(jī)進(jìn)行了首次開環(huán)IBC飛行試驗(yàn)[24]。為了測(cè)量BVI噪聲，麥克風(fēng)被固定于起落架上。本次飛行試驗(yàn)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(yàn)取得了良好的降噪效果，驗(yàn)證了IBC控制系統(tǒng)對(duì)于降低BVI噪聲的有效性。進(jìn)一步通過分析試驗(yàn)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(yàn)的基礎(chǔ)上，ECD利用BO-105直升機(jī)進(jìn)行了首次閉環(huán)IBC飛行試驗(yàn)[25]?？刂扑惴ú捎昧撕?jiǎn)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(duì)相位進(jìn)行實(shí)時(shí)掃略，獲取最優(yōu)控制相位。飛行試驗(yàn)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(cè)量點(diǎn)），且機(jī)體上麥克風(fēng)測(cè)量值與地面麥克風(fēng)測(cè)量值變化趨勢(shì)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(jī)公司(Sikorsky Aircraft Corporation，SAC)提出了基于UH-60直升機(jī)的IBC飛行試驗(yàn)驗(yàn)證項(xiàng)目。該項(xiàng)目主要考證IBC系統(tǒng)對(duì)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(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)，項(xiàng)目首先在NASA艾姆斯研究中心的80×120英尺風(fēng)洞中進(jìn)行了開環(huán)IBC風(fēng)洞試驗(yàn)[26]。試驗(yàn)結(jié)果表明：低速斜下降狀態(tài)時(shí)，幅值為3.0°的2/rev IBC控制可以有效降低BVI噪聲，但同時(shí)振動(dòng)水平會(huì)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(duì)于基于UH-60的IBC飛行試驗(yàn)，目前尚未有相關(guān)文獻(xiàn)提及。

此外，為了降低CH-53G直升機(jī)的外場(chǎng)噪聲水平，ZFL獨(dú)立設(shè)計(jì)制造了適用于CH-53G直升機(jī)，由液壓作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)的IBC控制系統(tǒng)，與UH-60上的IBC系統(tǒng)類似，該作動(dòng)器也具有系統(tǒng)保護(hù)裝置。之后基于CH-53G直升機(jī)進(jìn)行了開環(huán)飛行試驗(yàn)[27]。試驗(yàn)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(dá)5 dB（地面評(píng)估點(diǎn)）。隨后，2003年，ZFL公司針對(duì)CH-53G直升機(jī)又進(jìn)行了IBC系統(tǒng)的閉環(huán)飛行試驗(yàn)[28]，遺憾的是本次飛行試驗(yàn)只進(jìn)行了IBC系統(tǒng)的閉環(huán)減振測(cè)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(yàn)及飛行試驗(yàn)，表1給出了試驗(yàn)結(jié)果匯總。不難看出：

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

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

3)單個(gè)頻率的IBC控制很難同時(shí)實(shí)現(xiàn)減振降噪。

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

表1 IBC用于降低BVI噪聲的風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)匯總

3 基于ACF的旋翼BVI噪聲主動(dòng)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(jī)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(jìn)行了ACF旋翼系統(tǒng)的概念驗(yàn)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(yàn)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(shí)沒有合適的作動(dòng)器，ACF的驅(qū)動(dòng)是被動(dòng)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(yàn)結(jié)果的鼓舞，隨后美國及歐洲分別對(duì)ACF技術(shù)開展了研究。

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

SMART旋翼測(cè)試試驗(yàn)被認(rèn)為是迄今為止最成功的全尺寸ACF風(fēng)洞試驗(yàn)。該試驗(yàn)屬于SMART旋翼驗(yàn)證項(xiàng)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(jì)劃局、麻省理工學(xué)院及馬里蘭大學(xué)合作完成。試驗(yàn)主要考驗(yàn)ACF在直升機(jī)降噪、減振、功率控制及性能提升方面的效果。SMART旋翼由1個(gè)全尺寸的5槳葉無軸承MD900直升機(jī)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(dòng)器用以驅(qū)動(dòng)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(yàn)結(jié)果如下：

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

(2)前進(jìn)比為0.165時(shí)（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(duì)于降低BVI噪聲最有利。不難看出，不同飛行狀態(tài)時(shí)，達(dá)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(duì)降低BVI噪聲最有利的2/rev襟翼控制在該測(cè)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(gè)全尺寸風(fēng)洞試驗(yàn)即西科斯基主動(dòng)襟翼演示旋翼測(cè)試試驗(yàn)，該試驗(yàn)屬于高性能旋翼飛行器設(shè)計(jì)項(xiàng)目的一部分，由美國陸軍航空應(yīng)用技術(shù)理事會(huì)聯(lián)合西科斯基飛機(jī)公司及美國聯(lián)合技術(shù)研究中心合作完成。試驗(yàn)對(duì)象為4槳葉鉸接式的S-434直升機(jī)旋翼。該試驗(yàn)的襟翼控制系統(tǒng)同樣由壓電作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，且系統(tǒng)實(shí)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(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)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(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)[34]。試驗(yàn)結(jié)果表明：襟翼位置越靠近槳尖對(duì)降低BVI噪聲越有利；另外對(duì)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(yàn)的基礎(chǔ)上，為更加系統(tǒng)全面的對(duì)ACF技術(shù)開展研究，2005年9月，DLR、歐洲直升機(jī)公司、歐洲宇航防務(wù)集團(tuán)及戴姆勒-克萊斯勒公司聯(lián)合在BK-117直升機(jī)上進(jìn)行了首次ACF飛行試驗(yàn)[35]。試驗(yàn)主要研究后緣襟翼對(duì)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(jī)公司在EC-145直升機(jī)上又進(jìn)行了一系列新的ACF飛行試驗(yàn)[36]，試驗(yàn)重點(diǎn)在提高減振效果上，遺憾的是已公開的文獻(xiàn)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(duì)ACF技術(shù)用于降低BVI噪聲進(jìn)行了細(xì)致的理論研究[37–38]。PATT基于自由尾跡模型及氣動(dòng)聲學(xué)模型開發(fā)了可用于BVI噪聲主動(dòng)控制的仿真模型，并基于該模型進(jìn)行了ACF用于直升機(jī)減振、降噪以及同時(shí)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(shí)減振降噪是可行的，但是與單獨(dú)減振/降噪的效果相比，同時(shí)減振降噪的單項(xiàng)控制效果較差。仿真還對(duì)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(shì)。

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(yàn)中驗(yàn)證了其對(duì)于降低BVI噪聲的有效性,是一種極具前景的主動(dòng)控制方法。

4 其他類型旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制技術(shù)

4.1 主動(dòng)扭轉(zhuǎn)旋翼

主動(dòng)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(dòng)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(duì)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(dòng)力不足，槳尖偏轉(zhuǎn)角達(dá)不到指定要求[40]。而利用ATR進(jìn)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(jìn)行了部分相關(guān)研究。值得一提的是，Anobile在文獻(xiàn)[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(shí)施加，以減小可能的不利影響。

4.2 主動(dòng)格尼襟翼

Microflap本質(zhì)上是一個(gè)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(jī)的振動(dòng)及噪聲。相較于其他主動(dòng)控制方式，Microflap尺寸小，所需功率小，驅(qū)動(dòng)頻帶寬，且對(duì)槳葉結(jié)構(gòu)剛度影響不大。

到目前為止，利用Microflap進(jìn)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(duì)于直升機(jī)減振、降噪及性能提升方面的作用，并且對(duì)比了單片Microflap及雙片Microflap對(duì)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(dòng)控制方式類似，Microflap在降噪的同時(shí)也會(huì)伴隨振動(dòng)水平的提高。

5 控制算法

控制算法設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)直升機(jī)BVI噪聲主動(dòng)控制的關(guān)鍵技術(shù)之一，直接關(guān)系到主動(dòng)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(shì)單獨(dú)總結(jié)。

從BVI噪聲主動(dòng)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(shí)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(jì)算方法，以算法簡(jiǎn)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(jī)旋翼的振動(dòng)水平，之后才被應(yīng)用于旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制。在文獻(xiàn)[44]中，Johnson詳細(xì)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(shí)別模型參數(shù)，可離線也可在線辨識(shí)；

(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(kuò)展到旋翼BVI噪聲控制、直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)振動(dòng)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(yàn)表明自適應(yīng)控制器比增益調(diào)教器更具優(yōu)勢(shì)[47]。Jacklin則通過仿真充分研究對(duì)比了對(duì)T矩陣法中頻響矩陣進(jìn)行在線識(shí)別的五種系統(tǒng)辨識(shí)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(jì)算速度和實(shí)現(xiàn)的難易性等方面對(duì)這5種算法進(jìn)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(shí)。其中LMS法需要調(diào)節(jié)的參數(shù)少，具有計(jì)算速度快而且易于實(shí)現(xiàn)的優(yōu)點(diǎn)。相比于卡爾曼濾波法，廣義卡爾曼濾波法需要更多的測(cè)量值，計(jì)算速度稍慢，但是識(shí)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(duì)HHC算法的收斂性、魯棒性等方面進(jìn)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(shí)改進(jìn)算法（雙LMS算法、雙NLMS算法及二次卡爾曼濾波算法），對(duì)3種改進(jìn)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(jìn)行了理論推導(dǎo)分析與總結(jié)，并通過仿真及試驗(yàn)驗(yàn)證了所提出改進(jìn)算法的有效性[50]。

相比于旋翼振動(dòng)主動(dòng)控制，旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制具有其特殊性，主要表現(xiàn)在控制器輸出信號(hào)頻率與受控信號(hào)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(shí)際采用。其中黃金分割搜索法只對(duì)控制器輸出信號(hào)的相位進(jìn)行控制，回避了控制器輸出信號(hào)頻域與受控信號(hào)頻率不一致的問題，將BVI噪聲的主動(dòng)控制問題簡(jiǎn)化為了一維搜索問題。而T矩陣法則在頻域內(nèi)對(duì)信號(hào)進(jìn)行處理，其中控制器輸出信號(hào)頻率是固定的，僅調(diào)整輸出信號(hào)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(jìn)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(yàn)證。

目前，國內(nèi)外對(duì)于BVI噪聲主動(dòng)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(shí)域算法的相關(guān)研究。近些年來，隨著科技的進(jìn)步，DSP等微處理器技術(shù)得到了長(zhǎng)足的發(fā)展，更新速度快、適應(yīng)性強(qiáng)但計(jì)算量較大的時(shí)域法也越來越引起廣大研究者的重視。相較而言，時(shí)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(duì)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(duì)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(dòng)控制研究方面，國內(nèi)起步較晚，到目前為止尚未取得實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。

其中，對(duì)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(dòng)力學(xué)耦合方法和Farassat 1A公式，建立了一個(gè)能夠計(jì)入高階諧波控制影響的旋翼槳渦干擾氣動(dòng)載荷與噪聲計(jì)算模型，研究表明高階諧波的相位控制對(duì)于BVI噪聲有顯著影響，同時(shí)槳葉的動(dòng)力學(xué)特性尤其是扭轉(zhuǎn)特性對(duì)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(jìn)行了BVI噪聲開環(huán)主動(dòng)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(dòng)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(jī)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(duì)BVI噪聲抑制機(jī)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(dá)到抑制旋翼BVI噪聲的目的。

在槳根驅(qū)動(dòng)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(dòng)IBC控制相位角、幅值和頻率等不同控制參數(shù)對(duì)BVI噪聲的影響[56]。結(jié)果表明：選取合理的IBC主動(dòng)控制參數(shù)，BVI噪聲降低可達(dá)5 dB～7 dB。

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

此外，對(duì)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(jī)旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制技術(shù)是旋翼氣動(dòng)聲學(xué)、控制理論及數(shù)字信號(hào)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(jià)值，近些年來吸引了大量著名學(xué)者及科研機(jī)構(gòu)的關(guān)注。整理、回顧、總結(jié)旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制的發(fā)展過程可見，雖然歐美等發(fā)達(dá)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?，F(xiàn)階段研究主要集中于單一噪聲目標(biāo)的控制，對(duì)于降噪引起的振動(dòng)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(hào)直升機(jī)上投入應(yīng)用，噪聲、振動(dòng)與旋翼性能的綜合主動(dòng)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(jìn)一步突破：

(1)作動(dòng)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(dòng)器都需工作在強(qiáng)離心場(chǎng)中，這對(duì)作動(dòng)器的性能及可靠性提出了更高的要求。液壓作動(dòng)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(dòng)器產(chǎn)生的位移較小，需要復(fù)雜的放大機(jī)構(gòu)。因此研制高性能、高可靠性的作動(dòng)器依然是關(guān)鍵技術(shù)之一。

(2)閉環(huán)控制算法。機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的直升機(jī)，旋翼氣動(dòng)環(huán)境十分復(fù)雜，并且始終伴隨著大量的外界擾動(dòng)。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(qiáng)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(jì)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(xiàng)研究的核心。

(3)試驗(yàn)及試飛驗(yàn)證技術(shù)。旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制試驗(yàn)主要包括風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)。為實(shí)現(xiàn)旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制技術(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)研究，需要采用先進(jìn)而完善的旋翼槳葉表面壓力、流場(chǎng)、噪聲等試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)手段，并重點(diǎn)解決模型旋翼主動(dòng)控制系統(tǒng)的研制問題。在飛行試驗(yàn)方面，則需突破全尺寸主動(dòng)控制旋翼的研制及外場(chǎng)旋翼BVI噪聲測(cè)量問題。

[1]LOWSON M V.Progress towards quieter civil helicopters[J].TheAeronautical Journal,1992,96(956):209-223.

[2]BRENTNER K S,FARASSAT F.Helicopter noise prediction:the current status and future direction[J].Journal of Sound and Vibration,1994,170(1):79-96.

[3]YU Y H.Rotor blade vortex interaction noise[J].Progress inAerospace Sciences,2000,36(2):97-115.

[4]LOWSON M V.Focusing of helicopter BVI noise[J].Journal of Sound and Vibration,1996,190(3):477-494.

[5]BROOKS T F.Studies of blade-vortex interaction noise reduction by rotor blade modification[C].Proceedings of the 1993 NationalConference on Noise Control,Williamsburg.VA,1993,12:57-66.

[6]HOAD D R.Evaluation of helicopter noise due to bladevortex interaction for five tip configurations[R].NASATP-1608,1979:6-76.

[7]史勇杰，蘇大成，徐國華.槳葉氣動(dòng)外形對(duì)直升機(jī)槳渦干擾噪聲影響研究[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2015，47(2)：235-242.

[8]HAMMOND C E.Wind tunnel results showing rotor vibratory loads reduction using higher harmonic blade pitch[J].Journal of American Helicopter Society,1983,28(1):10-15.

[9]SHAW J,ALBION N.Active control of the helicopter rotor for vibration reduction[J].Journal of American Helicopter Society,1981,26(3):32-39.

[10]SPLETTSTOESSER W R,LEHMANN G,VAN DER WALL B G.Initial results of a model rotor higher harmonic control(HHC)wind tunnel experiment on bvi impulsive noise reduction[C].15th European Rotorcraft Forum.Amsterdam.The Netherlands,1989.

[11]STEWARD W.Second harmonic control on the helicopter rotor[R].Aeronautical Research Council Reports and Memoranda,Nr 2997,1952.

[12]KESSLER C.Active rotor control for helicopters:motivation and survey on higher harmonic control[C].36th ERF.Paris,France,2010.

[13]RICHTER P,BLAAS A.Fullscalewindtunnel investigation of an individual blade control(IBC)system for the Bo105 hingeless rotor[C].19th ERF.Cernobbio,Italy,1993.

[14]YU Y H,GMELIN B,SPLETTSTOESSER W R,et al.Reduction of helicopter blade vortex interaction noise by active rotor control technology[J].Progress in Aerospace Sciences,1997,33(9-10):647-687.

[15]POLYCHRONIADIS M.ACHACHE M.Higher harmonic control:flight tests of an experimental system on SA349 research gazelle[C].42nd Annual Forum of the American Helicopter Society.Washington,D C,1986.

[16]POLYCHRONIADIS M.Generalized higher harmonic control–ten years of aerospatiale experience[C].16th European Rotorcraft Forum.Glasgow,U K,1990,Paper no.III 7.2.

[17]BROOKS T F,BOOTH E R.The effect of higher harmonic pitch control on blade vortex interaction noise and vibration[J].Journal of the American Helicopter Society,1993,38(3):45-55.

[18]SPLETTSTOESSER W R,LEHMANN G,VAN DER WALL B G.Higher harmonic control of a helicopter rotor to reduce blade vortex interaction noise[C].Proceedings of the 15th European Rotorcraft Forum.1989.

[19]KUBE R,ACHACHE M,NIESL G,et al.A closed loop controller for BVI impulsive noise reduction by higher harmonic control[C].48th Annual Forum of the American Helicopter Society.Washington,D C,1992.

[20]GMELIN B L,HELLER H H,MERCKER E,et al.The HART programme,a quadrilateral cooperative research effort[C].American HelicopterSociety 51st Annual Forum.Ft.Worth,TX,1995.

[21]VAN DER WALL B G,BURLEY C L,YU Y H,et al.The HART II test--measurement of helicopter rotor wakes[J].Aerospace Science and Technology,2004,8(4):273-284.

[22]SWANSON S M,JACKLIN S A,BLAAS,A,et al.Individual blade control effects on blade vortex interaction noise[C].American Helicopter Society 50th Annual Forum.Washington,D C,1994.

[23]JACKLIN S A.Second test of a helicopter individual blade control system in the NASA ames 40 by 80 foot wind tunnel[C].Proceedings of the 2nd International American Helicopter Society Aeromechanics Specialists Conference.Bridgeport,CT,1995.

[24]KUBE R,VAN DER WALL B G.IBC effects on BVI noise and vibration–A combined numericaland experimental investigation[C]. American Helicopter Society 55thAnnual Forum.Montreal,Canada,1999.

[25]BEBESEL M,ROTH D,PONGRATZ R.Reduction of BVI noise on ground-inflight evaluation of closed-loop controller[C].28th ERF.Bristol,UK,2002.

[26]JACKLIN S A,HABER A,DE SIMONE G,et al.Fullscale wind tunnel test of an individual blade control system for a UH-60 helicopter[C].American Helicopter Society 58thAnnual Forum.Montreal,Canada,2002.

[27]KESSLER C,FUERST D,ARNOLD U T P.Open loop flight test results and closed loop status of the IBC system on theCH-53G helicopter[C].American Helicopter Society 59thAnnual Forum.Phoenix,AZ,2003.

[28]FUERST D,KESSLER C.Closed loop IBC system and flight test results on the CH-53G Helicopter[C].American Helicopter Society 60th Annual Forum.Baltimore,MD,2004.

[29]MCCLOUD J L,EVANS W T,BIGGERS J C.Performance characteristics of a jet-flap rotor[C].Conference on V/STOL and STOLAircraft.1966,29-40.

[30]DAWSON S,STRAUB F K.Design,validation and test of a model rotor with tip mounted active flaps[C].American HelicopterSociety 50th AnnualForum.Washington,D C,1994.

[31]DAWSON S,MARCOLIN M,BOOTH E,et al.Wind tunnel test of an active flap rotor:BVI noise and vibration reduction[C].American Helicopter Society 51st Annual Forum.Fort Worth,TX,1995,381-392.

[32]STRAUB F K,ANAND V R,BIRCHETTE T S,et al.Wind tunnel test of the SMART active flap rotor[C].American HelicopterSociety 65th AnnualForum.Grapevine,T X,2009.

[33]LORBER P,HEIN B,WONG J,etal.Rotor aeromechanics results from the sikorsky actively flap demonstration rotor[C].American Helicopter Society 68thAnnual Forum.Fort,Worth,Texas,2012.

[34]CROZIER P,LECONTE P,DELRIEUX Y,et al.Windtunnel tests of a helicopter rotor with active flaps[C].32nd ERF.Maastricht,The Netherlands,2006.

[35]DIETERICH O,ENENKL B,ROTH D.Trailing edge flaps for active rotor control aeroelastic characteristics of the ADASYS rotor system[C].American Helicopter Society 62ndAnnual Forum.Phoenix,AZ,2006.

[36]RABOURDIN A,MAURICE J,DIETERICH O,et al.Blue pulse active rotor control at Airbus Helicopters-New EC145demonstrator and flight test results[C].American Helicopter Society 70th AnnualForum.Montreal,Canada,2014.

[37]PATT D,LIU L,FRIEDMANN P P.Rotorcraft vibration reduction and noise prediction using a unified aeroelastic response simulation[J].Journal of American Helicopter Society,2005,50(1):95-106.

[38]PATT D,LIU L,FRIEDMANN P P.Simultaneous vibration and noise reduction in rotorcraft using aeroelastic simulation[J]. Journal of American Helicopter Society,2006,51(2):127-140.

[39]Chopra I.Development of a smart rotor[C].19th ERF.Cernobbio,Italy,1993.

[40]MONNER H P,OPITZ S,RIEMENSCHNEIDER J,et al.Evolution of active twist rotor design at DLR[C].49th AIAA/ASME/AHS Adaptive Structures Conference.Schaumburg,IL,2008.

[41]FOGARTY D E,WILBUR M L,SEKULA M K.A computational study of BVI noise reduction using active twistcontrol[C].American HelicopterSociety 66th Annual Forum.Phoenix,AZ,2010.

[42]ANOBILE A,BERNARDINI G,GENNARETI M.Active twist rotor controller identification for blade vortex interaction noise alleviation[A].19th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference[C].Berlin,Germany,2013.

[43]PADTHE A K,FRIEDMANN P P.Simultaneous BVI noise and vibration reduction in rotorcraft using microflaps including the effect of actuator saturation[C].American Helicopter Society 68th Annual Forum.Fort Worth,T X,2012.

[44]JOHNSON W.Self-tuning regulators for multicyclic control of helicopter vibrations[R].NASA,T P,1996,May 1982.

[45]趙燦峰，顧仲權(quán).直升機(jī)結(jié)構(gòu)振動(dòng)頻域主動(dòng)控制的時(shí)域仿真[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)，2009，21(20)：6347-6351.

[46]董維生，基于在線辨識(shí)的電控旋翼槳距控制研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2013.

[47]SHAW J,ALBION N,HANKER E J,et al.Higher harmonic control:wind tunnel demonstration of fully effective vibratory hub force suppression[J].Journal of theAmerican Helicopter Society,1989,34(1):14-25.

[48]JACKLIN S A.Comparison of five system identification algorithms for rotorcraft higher harmonic control[R].NASATP-1998-207687,May 1998.

[49]PATT D,LIU L,CHANDRASEKAR J,et al.High harmonic controlalgorithm forhelicoptervibration reduction revisited[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2005,28(5):918-930.

[50]趙燦峰.直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制頻域法研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2009.

[51]史勇杰，招啟軍，徐國華.旋翼槳-渦干擾氣動(dòng)特性計(jì)算及參數(shù)影響研究[J].航空學(xué)報(bào)，2010，31(6)：1106-1114.

[52]史勇杰，徐國華.飛行參數(shù)對(duì)旋翼槳-渦干擾噪聲特性的影響機(jī)理研究[J].航空學(xué)報(bào)，2013，34(11)：2520-2528.

[53]王亮權(quán)，徐國華，史永杰，等.高階諧波控制對(duì)旋翼槳-渦干擾載荷和噪聲的影響[J].航空學(xué)報(bào)，2017，38(7)：65-74.

[54]馮劍波，陸洋,，徐錦法，等.旋翼槳渦干擾噪聲開環(huán)槳距主動(dòng)控制研究[J].航空學(xué)報(bào)，2014，35(11)：2901-2909.

[55]陳絲雨，招啟軍，倪同兵，等.基于HHC方法的旋翼噪聲抑制機(jī)理及參數(shù)影響研究[J].航空學(xué)報(bào)，2017，38：(10)：11-24.

[56]倪同兵，招啟軍，馬礫.基于IBC方法的旋翼BVI噪聲主動(dòng)控制機(jī)理研究[J].航空學(xué)報(bào)，2017，38(7)：120-132.

[57]董祥見.電控旋翼噪聲主動(dòng)控制試驗(yàn)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2017.