Joby解析旋翼飞行器噪音缓解关键设计方法与控制策略

在航空工业发展中，飞机噪音污染已成为制约行业可持续发展的关键问题之一。尤其是依赖螺旋桨、旋翼等旋转气动执行器的飞行器，其运行过程中产生的声学噪音不仅对环境造成干扰，更会通过特定频谱特征引发人体生理与心理的负面反应，即“心理声学惩罚”。这种惩罚与噪音频谱的集中程度、音调特性密切相关，表现为噪音被感知为更刺耳、更令人烦躁，即使声压级相同，也会带来更强的不适感。

传统飞机噪音控制手段多聚焦于被动降噪(如隔音材料、气动外形优化)，难以从源头解决旋转部件产生的tonal噪音(音调集中的噪音)。随着电动航空技术的兴起，通过精准控制动力系统参数实现主动降噪成为可能。本文提出的“飞机噪音缓解系统与方法”，正是基于这一背景，旨在通过创新的推进系统设计与动态控制策略，从声学源头分散能量分布，降低心理声学惩罚，为低噪音飞行器研发提供全新技术路径。

当前飞机噪音控制技术在应对旋转类飞行器的噪音问题时，存在多方面显著局限，难以满足日益严苛的环境与体验需求。

首先，动力系统性能限制了噪音调节的灵活性。传统飞行器多采用内燃机驱动的机械传动系统，其扭矩曲线陡峭，仅能在狭窄转速范围内保持高效输出。这导致螺旋桨转速调节受限，无法通过改变叶片通过频率(BPF)及其谐波来分散声学能量。例如，内燃机在低转速时扭矩不足，难以维持足够推力；而高转速运行时，噪音能量集中于BPF及谐波频率，形成尖锐的tonal特征，显著增加心理声学惩罚。此外，机械传动系统的非线性特性进一步降低了转速控制精度，无法实现多螺旋桨的差异化协同运行。

其次，螺旋桨结构设计缺乏声学优化考量。传统螺旋桨普遍采用对称叶片间距，这种结构导致声学能量高度集中于特定频率。以五叶螺旋桨为例，对称间距下其噪音频谱在5倍基频处形成显著峰值，这种集中的能量分布会被人类听觉系统敏感捕捉，产生强烈不适感。同时，多数飞行器仅配备少量螺旋桨(如直升机的单主旋翼)，噪音源单一且集中，进一步放大了tonal特征的负面影响。

第三，缺乏动态噪音调节能力与场景适配性。现有技术多依赖静态设计(如固定叶片角度、预设转速)，无法根据实时运行状态调整声学特征。在起飞、悬停、巡航等不同飞行阶段，飞行器的噪音特征存在显著差异，但传统系统难以实时适配。例如，悬停时螺旋桨需高转速产生升力，噪音峰值显著；巡航时虽转速降低，但气流扰动噪音占比上升，静态设计无法兼顾不同场景需求。此外，地面环境复杂(如居民区、机场周边)，对噪音敏感度差异较大，静态策略无法动态响应环境变化。

最后，多螺旋桨协同控制机制缺失。对于多螺旋桨飞行器，传统控制策略仅关注推力分配与飞行姿态稳定，忽略了声学协同优化。当多个螺旋桨以相同或接近转速运行时，其噪音频谱会叠加形成更强峰值，反而加剧噪音问题。同时，螺旋桨间的相位关系、转速差等关键声学参数未被纳入控制体系，无法通过干涉抵消等主动策略降低特定区域噪音。

本专利提出的飞机噪音缓解系统100通过多维度协同优化，构建了从噪音产生源头到实时控制的完整解决方案。系统核心组成包括推进组件110、控制子系统120及声学传感器122，适用于旋翼机、倾转旋翼机、固定翼螺旋桨飞机等多种飞行器900(如图1所示)。

图 1 一种用于飞机噪声缓解系统的变体

推进组件110是系统的执行核心，每个组件包含电机112与螺旋桨114。电机112优选直驱式电动机，具备宽转速范围(如100-1000RPM)和高扭矩输出特性，其平坦的扭矩曲线确保在不同转速下均能维持高效推力输出，解决了传统内燃机转速调节受限的问题。螺旋桨114采用非对称叶片间距设计，通过打破周期性结构分散声学能量，从源头降低tonal特征。

控制子系统120作为决策核心，包含机载计算机与通信模块，可实时接收各推进组件110的运行数据，并通过控制指令调节电机112的转速、相位及螺旋桨114的桨距。声学传感器122作为反馈单元，可布置于机身、地面或监测点，采集噪音频谱数据并传输至控制子系统120，形成“感知-决策-执行”的闭环控制。

系统的核心创新在于将声学优化纳入推进系统设计与控制全流程，通过结构参数(叶片间距)与运行参数(转速、相位)的协同调节，实现声学能量的主动分散，从根本上降低心理声学惩罚。

螺旋桨114的非对称叶片间距设计是降低 tonal 噪音的核心突破，通过打破传统对称结构的周期性，实现声学能量在频谱上的分散分布。

非对称叶片间距的设计基于傅里叶分析原理，目标是最小化特定频率的能量集中。对于N叶螺旋桨，叶片间角度偏离360°/N的对称值，且各间距角度互不相同(或按特定规律分布)。以五叶螺旋桨为例，对称间距应为72°，而非对称设计可采用68.5°、76.3°、68.5°、73.3°、73.4°的角度组合，通过随机化偏差分散频谱峰值。

对于偶数叶螺旋桨，可采用对称配对的非对称间距。例如，四叶螺旋桨采用“锐角-钝角-锐角-钝角”的交替分布(如图2的X形排列)，既保证结构平衡，又实现声学分散。六叶螺旋桨则可采用“60°-58°-62°-60°-58°-62°”的对称重复模式(如图3所示)，通过分组对称降低制造复杂度，同时维持非对称的声学效果。

图 2 非对称螺旋桨叶片间距的第一个示例，

包括对称配对的非对称间距

图 3 非对称螺旋桨叶片间距的第二个示例，

包括对称配对的非对称间距

传统对称叶片间距的螺旋桨，其噪音频谱在BPF及谐波处形成尖锐峰值(如图4所示)，这是由于叶片周期性切割空气产生的压力波叠加所致。而非对称间距设计通过打破周期性，使压力波叠加效应分散，频谱峰值显著降低且分布更均匀(如图5所示)。例如，五叶非对称螺旋桨的BPF峰值较对称设计降低约15dB，谐波能量也呈现分散特征，大幅降低了tonal感知。

图 4 一个由叶片等距分布的螺旋桨发出的声学特征的示例频谱

图 5 一个由叶片非对称分布的螺旋桨发出的声学特征的示例频谱

非对称间距可采用固定或可调式设计：固定间距在制造时预设角度，适用于噪音特征稳定的场景(如特定航线巡航)；可调间距通过电机112或作动器动态调整叶片角度，适用于需实时适配不同飞行阶段的场景(如悬停与巡航切换)。可调式设计可结合声学传感器122的反馈，在0.5秒内完成角度调整，响应速度满足动态降噪需求。

针对多推进组件110的协同运行，系统提出了基于转速与相位的多维度控制策略，通过参数差异化实现声学能量的进一步分散。

该模式通过控制各推进组件110以不同转速运行，避免频谱峰值叠加。控制子系统120将各电机112的转速围绕标称值(如650 RPM)按±5%范围分散设置(如图6所示)，使各螺旋桨的BPF及谐波在频谱上错开，形成分散的能量分布。

图 6 一组以一定转速范围运行的螺旋桨所发出的

声学特征的示例频谱

为平衡转速变化对推力的影响，系统同步调整螺旋桨114的桨距：当转速提高5%时，桨距减小3°以维持推力不变；转速降低5%时，桨距增大3°补偿推力损失。这种“转速-桨距”联动机制确保总推力与力矩满足飞行需求，实现降噪与飞行性能的协同优化。例如，六台推进组件在该模式下运行时，其频谱峰值较同转速运行降低约20dB(如图6与图4对比)。

相位控制通过调节多螺旋桨间的相对角度位置，利用声学干涉降低特定区域噪音。对于同转速运行的螺旋桨，控制子系统120精确控制其相位差，使声波在目标区域(如机身cabin)形成相消干涉。例如，两台三叶螺旋桨设置60°相位差(如图7所示)，可使两者的噪音在cabin内相互抵消，降低内部噪音约10dB。

图7 一个依据所述方法的一种实施方式，

对两个螺旋桨之间的相对位置进行控制的示例

对于同轴双螺旋桨(如图8-9所示)，系统通过azimuthal phase shift(方位相移)调整上下叶片的相对位置，模拟非对称间距效果。例如，上下螺旋桨均为两叶，通过90°相位偏移形成四叶非对称分布，其频谱特征与单四叶非对称螺旋桨一致，但结构更易实现动态调整。

图8 一种推进组件变体的侧视图

图9 一种包含两个同轴螺旋桨(共转时存在周向相位偏移)

的推进组件的顶视图

系统结合声学传感器122的实时数据，构建闭环控制回路实现动态优化。当传感器检测到某一频率峰值超过阈值(如图10中“acoustic power pre-adjustment”曲线)，控制子系统120自动增大转速分散范围(如从±5%扩展至±7%)或调整相位差，使峰值降低至阈值以下(“post-adjustment”曲线)。

图10 一个基于反馈的动态声学峰值扩散的 RPM 值示例，

该示例依据所述方法的一种实施方式

反馈信号可来自机载传感器(监测机身噪音)或地面传感器(监测环境噪音)：机载传感器响应速度快(<0.1秒)，适用于实时调整机舱内噪音；地面传感器覆盖范围广，可结合地理信息系统(GIS)，在飞行器进入居民区上空时提前增强降噪力度。

系统可根据飞行器类型与运行阶段，动态切换控制模式，实现全场景降噪覆盖。

对于倾转旋翼机(如图11A-11B所示)，在悬停模式(hover arrangement)下，推进组件110垂直向上，需通过多螺旋桨协同维持升力。此时启用转速分散模式(±5%范围)，重点降低地面噪音影响；在巡航模式(forward arrangement)下，推进组件110水平向前，切换至相位控制模式，通过优化螺旋桨间相位减少机身噪音传入cabin。

图5A和图5B 分别展示了与倾转翼飞机结合实施的系统，

分别定义了悬停布局和前飞布局

两种模式的切换由控制子系统120根据倾转角度自动完成：当倾转角度<30°时为悬停模式，>60°时为巡航模式，中间角度范围为过渡阶段，采用混合控制策略。切换过程中，转速与相位参数平滑过渡，避免噪音突变。

为进一步分散频谱，系统可配置不同叶片数量的螺旋桨114。例如，六台推进组件采用“2×3叶+2×4叶+2×5叶”的组合，利用不同叶片数对应的BPF差异(BPF=叶片数×转速)，使频谱能量分布更均匀。控制子系统120通过预编程的“叶片数-转速-桨距”映射关系，确保不同螺旋桨协同输出目标推力。

这种配置在六台推进组件运行时，其频谱特征如图12所示，相比同叶片数配置，高频段能量分散度提高约30%，有效降低了高频tonal噪音的感知。

图12 一组具有非对称分布叶片、以一定转速范围运行的螺旋桨所发出的声学特征的示例频谱，该示例结合所述系统的一种实施方式

系统采用“静态基础+动态优化”的混合策略：静态策略(如固定非对称间距、预设转速范围)作为基础配置，确保常规场景下的降噪效果；动态策略(如实时相位调整、转速范围扩展)在噪音超标时介入，应对复杂环境。例如，五叶螺旋桨的固定非对称间距(RMS偏差5°)可满足巡航阶段需求，而在起飞阶段，动态增大转速分散至±7%，进一步降低地面噪音。

本专利提出的方法200(如图13所示)涵盖系统部署、参数控制与反馈优化三个核心步骤，形成完整的降噪闭环。

图13 一种用于飞机噪声缓解方法的变体

该步骤需完成推进组件110的机械安装与参数校准。对于多组件系统，需确保各螺旋桨114的初始相位差符合设计值(如六台推进组件按60°等间隔分布)，电机112与螺旋桨114的同轴度误差<0.1 mm，避免机械振动引入额外噪音。非对称叶片间距的螺旋桨需通过激光测角仪校准，确保实际角度与设计值偏差<0.5°。

对于可调间距螺旋桨，需在地面测试中验证角度调节范围(通常±10°)与响应速度(<0.5秒)，并记录不同角度对应的声学特征，为后续控制提供基础数据。

该步骤是降噪核心，通过调节电机112与螺旋桨114参数实现声学优化。具体包括：

转速控制：根据飞行阶段设置转速范围(如悬停阶段600-700RPM，巡航阶段500-600RPM)，控制子系统120通过脉冲宽度调制(PWM)信号调节电机112输入电流，实现转速差异化。

桨距调整：通过电机112的trim机制(微调机构)调整叶片桨距，补偿转速变化对推力的影响。例如，转速从650RPM提高至682.5RPM(+5%)时，桨距从15°减小至12°，维持推力不变。

相位调节：对于同转速螺旋桨，通过步进电机112精确控制相位差(精度±0.1°)。例如，两台四叶螺旋桨设置45°相位差，使声波在目标区域形成相消干涉。

该步骤通过声学传感器122采集并分析噪音频谱数据，为控制策略提供反馈。传感器采样频率≥44.1 kHz，确保覆盖20-20000 Hz的人耳敏感范围。控制子系统120对数据进行傅里叶变换，提取BPF及其谐波的峰值、带宽等特征参数，并与预设阈值对比。

当某一频率峰值超过阈值(如BPF处声压级>85 dB)，系统自动触发动态调整：若峰值由单一螺旋桨引起，调整其转速或相位；若由多螺旋桨叠加引起，增大转速分散范围。调整后的数据再次通过传感器验证，直至满足降噪要求。

1. 频谱分散效果显著

通过非对称叶片间距与多参数控制的结合，系统显著降低了噪音的tonal特征。如图4(对称间距)与图5(非对称间距)对比所示，非对称设计使五叶螺旋桨的BPF峰值降低约15dB；图12显示，六台非对称螺旋桨配合±5%转速分散后，频谱峰值进一步降低20dB，能量分布更平缓，心理声学惩罚显著减少。

2. 宽场景适配性强

系统适用于电动、混合动力等多种动力形式，尤其在电动飞行器中表现突出。直驱电机112的快速响应能力(如步进电机的角度控制精度达0.1°)确保了相位与转速的精准调节，而电池供电特性使宽转速运行无需担心内燃机的效率损失。针对倾转旋翼机、固定翼飞机等不同机型，通过模式切换可实现全飞行阶段的降噪覆盖。

3. 动态响应速度快

声学传感器122与控制子系统120的闭环联动，使系统可在0.5秒内完成参数调整，应对突发噪音变化。例如，当飞行器遭遇侧风导致螺旋桨负载不均时，系统能快速调整转速与相位，维持降噪效果的同时保证飞行稳定。

4. 结构可行性高

非对称叶片间距的设计通过有限元分析验证了结构可靠性，其最大应力增幅控制在5%以内，满足航空安全标准。直驱电机112的紧凑设计避免了对飞行器气动布局的干扰，确保飞行性能不受影响。

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