CN112219036B - 用于飞行器噪声减轻的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于降低飞行器发出的声学噪声的心理声学不利后果的系统和方法，包括：联接到飞行器的多个推进组件，其中多个推进组件中的每一个包括马达和由螺旋桨界定的多个桨叶，其中多个桨叶可以界定不对称的桨叶间距；控制子系统，该控制子系统联接到飞行器并通信地联接到多个推进组件中的每一个的马达，其中控制子系统可操作以以不同的频率旋转多个推进组件中的每一个，以调制发出的声学特征的声功率分布。

Description

用于飞行器噪声减轻的系统和方法
相关申请的交叉引用
本申请要求2018年6月1日提交的序列号为62/679,411的美国临时申请的权益，该美国临时申请通过这个引用以其整体并入本文。
技术领域
本申请总体上涉及飞行器领域，且更具体地涉及在飞行器领域中用于噪声减轻的新的且有用的系统和方法。
背景
飞行器本身会产生可听的噪声。尤其是旋翼机，以及任何其他螺旋桨驱动的或旋翼驱动的飞行器或者由旋转空气动力致动器驱动的飞行器，会发出大量的声学噪声。典型的这样的飞行器包括至少一个螺旋桨(或旋翼)，其可以在旋转频率、桨叶通过频率(BPF，blade pass frequency)及其谐波下产生可听的声学特征(acoustic signature)，这些声学特征可以通过改变螺旋桨的每分钟转数(RPM)来改变。然而，由于基于内燃机的(internal-combustion-based)机械动力产生和传递的限制性质，典型的这样的飞行器通常不能在宽范围的螺旋桨RPM下正常操作。此外，许多常规的旋翼机依赖于少数量(例如，一个、两个等)的螺旋桨和/或完全依赖于螺旋桨来向飞行器提供升力，这可能会限制在不会不利地影响飞行性能的情况下调节螺旋桨参数以获得期望的声学特征的灵活性。诸如此类的声学特征也可能带来心理声学不利后果(psychoacoustic penalty)，其中高程度的声学特征的音调和/或其他特性可能导致在飞机的推进机构的听觉范围内个人对声学特征产生负面的心理和/或生理感知。
因此，在飞行器领域中存在创建用于飞行器噪声减轻的新的且有用的系统和方法的需要。本发明提供这样的新的且有用的系统和方法。
附图简述
图1描绘了用于飞行器噪声减轻的系统的变型；
图2描绘了用于飞行器噪声减轻的方法的变型；
图3描绘了包含有成对对称的不对称间距(symmetrically-paired asymmetricspacings)的不对称螺旋桨桨叶间距(asymmetric propeller blade spacing)的第一示例；
图4描绘了包含有成对对称的不对称间距的不对称螺旋桨桨叶间距的第二示例；
图5A和图5B描绘了结合倾转旋翼飞行器(tiltrotor aircraft)实现的系统的示例，分别界定了悬停布置(hover arrangement)和向前布置(forward arrangement)；
图6描绘了对称间隔的螺旋桨和不对称间隔的旋翼的示例相对桨叶间距之间的比较；
图7描绘了由具有等间隔桨叶的螺旋桨发出的声学特征的示例频谱；
图8描绘了由具有不对称桨叶间距的螺旋桨发出的声学特征的示例频谱；
图9描绘了由在一定范围的RPM值下操作的多个螺旋桨发出的声学特征的示例频谱；
图10描绘了根据该方法的示例实现的基于反馈的动态声学峰值扩展(dynamicacoustic peak spreading)的示例；
图11描绘了根据该方法的示例实现控制两个螺旋桨之间的相对位置的示例；
图12描绘了根据结合系统的示例实施例的方法的示例实现的由具有在一定范围的RPM值下操作的不对称间隔的桨叶的多个螺旋桨发出的声学特征的示例频谱；
图13描绘了包括两个同轴螺旋桨的推进组件的变型的侧视图；以及
图14描绘了推进组件的变型的俯视图，该推进组件包括在共同旋转(co-rotation)期间偏移一定方位相移(azimuthal phase shift)的两个同轴螺旋桨。
优选实施例的描述
以下对本发明的优选实施例的描述并不旨在将本发明限制于这些优选实施例，而是使本领域中的任何技术人员能够制造和使用本发明。
1.综述
如图1中示出的，用于噪声减轻的系统100包括布置在飞行器900上的推进组件110。系统100优选地包括多个推进组件110；然而，该系统可以可替代地包括单个推进组件110。系统100还可以包括：控制子系统120，该控制子系统120可以包括声传感器122(例如，麦克风、压电换能器等)以及任何其他合适的部件。推进组件(例如，单个推进组件、多个推进组件中的推进组件等)包括马达112和至少第一螺旋桨114。
系统100用于通过在操作期间降低由飞行器(例如旋翼机、旋转翼飞行器(rotary-wing aircraft)、倾转旋翼飞行器、倾斜螺桨飞行器(tilt-prop aircraft)、螺旋桨驱动飞行器等)发出的声音的心理声学不利后果来减轻噪声的影响。声音的心理声学不利后果可能与发出的声音的频谱形状(例如，发出的声学特征的频率范围内的声功率的分布)相关，该频谱形状与人类在人类听觉频率范围内对声音的感知、频谱的音调(例如，在一定桨叶通过频率及其整数倍或分数倍下声功率的集中)以及与收听者对发出的声音的体验相关的发出的声音的任何其他特性相关。大的心理声学不利后果可能与收听者对发出的声音的大的负面反应(例如，其中收听者感知到声音是令人不愉快的)相关联，而小的心理声学不利后果(或心理声学不利后果的减少)可能与收听者对发出的声音的小的负面反应和/或正面反应(例如，其中收听者感知到声音并非令人不愉快的或者是令人愉快的)相关联。然而，心理声学不利后果可以以其它方式被合适地定义。该系统还可以附加地或可替代地用于：扩展发出声音的声学频谱；改变(shift)发出声音的声学频谱；降低发出声音的总声功率(例如，减弱发出的声音)；动态地调节发出声音的声学频谱；以其他方式合适地减轻由飞行器(例如旋翼机)产生的噪声；和/或执行任何其他合适的功能。
该系统可以在多种操作模式之间操作，包括位置控制模式、可变RPM模式、相位控制模式以及扩展RPM模式。在位置控制模式中，螺旋桨的方位位置在绝对意义上被主动控制(例如，通过通信地联接到马达的计算系统)；在相位控制模式中，相对于(例如，多个推进组件的)多个螺旋桨中的每个其他螺旋桨的方位位置控制每个螺旋桨的方位位置。在可变RPM模式中，螺旋桨的RPM被主动控制；在扩展RPM模式中，(例如，多个推进组件的)同时操作的螺旋桨中的每一个的RPM变化被主动控制。
在一些变型中，该系统可以同时在扩展RPM模式和相位控制模式中可操作；同样，在进一步的变型中，系统可以同时在可变RPM模式和位置控制模式中可操作。然而，该系统可以以其他方式在任何其他合适的操作模式和/或其组合之间被合适地操作。
飞行器900优选地为旋翼机，并且更优选地为具有多个推进组件的倾转旋翼飞行器，其可在向前布置和悬停布置之间操作。然而，可替代地，飞行器可以是具有一个或更多个推进组件的固定翼飞行器、具有一个或更多个推进组件的直升机和/或由螺旋桨推进的任何其他合适的飞行器或运载工具。旋翼机优选地包括驱动一个或更多个推进组件的全电动动力系统(例如，电池供电的电马达)，但是也可以附加地或可替代地包括混合动力系统(例如，包括内燃发电机的气电混合动力系统)、内燃动力系统(例如，包括燃气涡轮发动机、涡轮螺旋桨发动机等)以及任何其他合适的动力系统。
在可替代的变型中，飞行器900可以包括具有旋转式和/或分布式推进系统的任何合适的飞行器，其中声学特征由旋转空气动力致动器(例如，涡轮风扇部件、涡轮喷气部件、涡轮、螺旋桨等)或多个这样的致动器(例如，围绕飞行器分布、位于飞行器附近等)产生。
如本文所使用的术语“旋翼”可以指旋翼、螺旋桨和/或任何其他合适的旋转空气动力致动器(例如，旋转翼飞行器的主推进单元、旋转翼飞行器的辅助推进单元、固定翼或倾转翼飞行器(tilt-wing aircraft)的推进元件、任何飞行器类型的推力提供元件等)。虽然螺旋桨可以指利用铰接的或半刚性的桨毂的旋转空气动力致动器(例如，其中桨叶到桨毂的连接可以是铰接的、柔性的、刚性的和/或以其他方式连接的)，并且螺旋桨可以指利用刚性的桨毂的旋转空气动力致动器(例如，其中桨叶到桨毂的连接可以是铰接的、柔性的、刚性的和/或以其他方式连接的)，当在本文中使用时，这样的区别不是明确的或隐含的，并且螺旋桨的使用可以指铰接的或刚性的桨叶的任一配置和任何其它可能的配置，和/或桨叶连接到中央构件或桨毂的任何其它可能的配置。因此，倾转旋翼飞行器可以被称为倾斜螺旋桨飞行器、倾斜螺桨飞行器和/或以其他方式被合适地称呼或描述。
如图2中示出的，方法200可以包括：提供推进组件，其中推进组件在操作S210期间产生声学特征；以及控制该推进组件(和/或多个推进组件)以降低声学特征的心理声学不利后果S220。框S210优选地包括提供多个推进组件，并且框S220优选地包括控制多个推进组件；然而，框S210和S220可以附加地或可替代地分别包括提供单个推进组件和控制单个推进组件。方法200可以可选地包括：确定推进组件(和/或多个推进组件)的声学特征(例如，声学特征数据)S225和/或任何其他合适的过程和/或框。
方法200用于降低由飞行器在操作期间发出的声音的心理声学不利后果。心理声学不利后果优选地基本上如上面描述地被定义；然而，心理声学不利后果可以附加地或可替代地以其他方式被合适地定义。该方法可以附加地或可替代地用于：在声学频谱上扩展发出声音的声功率；改变发出声音的声学频谱；降低发出声音的总声功率；动态地调节发出声音的频谱；和/或执行任何其他合适的功能。
该方法优选地由基本上如上面描述的和下面的部分3描述的系统(例如，系统100)实现；然而，该方法可以附加地或可替代地由任何其他合适的系统来实现。该方法可以结合各种相关系统来实现，这些系统诸如：通信系统(例如，陆基通信系统、空基通信系统、空中通信系统、上述通信系统的任何组合等)、声学表征系统(例如，布置在飞行器处和/或地面位置处的声传感器网络)以及任何其他合适的系统。
2.益处
该系统和方法及其变型可以提供若干益处和/或优点。
首先，系统和方法的变型可以降低由飞行器在操作期间发出的声学频谱的音调。频谱的音调(例如，声功率在基频及其谐波处集中的程度，与频率扩展量相反等等)可能带来心理声学不利后果，其中由飞行器产生的噪声被感知(例如，被乘客、被地面上的观察者等感知)比等效总声功率的较低音调的声谱更大声和/或更明显(例如，更刺耳、更尖细、更刺耳等)。通过使用不对称的桨叶间距、RPM扩展、位置控制、相移等中的一个或更多个来扩展频率特征中的峰值，该系统和方法的变型可以降低频谱的音调。
第二，该系统和方法的变型可以使得在使用多个螺旋桨向飞行器提供推力时能够使用宽范围的rpm值，这可以增强扩展由飞行器发出的声谱的能力。例如，飞行器可以包括电动螺旋桨(例如，包括电驱动马达的推进组件)，其包括基本上平坦的扭矩曲线，这可以使得螺旋桨能够在宽的RPM范围下被驱动，而不会牺牲驱动扭矩(例如，与常规飞行器中的内燃发动机和机械动力传动装置相比)。飞行器可以附加地或可替代地包括可变桨距螺旋桨桨叶(variable-pitch propeller blade)，使得螺旋桨可以通过改变螺旋桨桨叶的桨距(例如，对应于用于期望推力值的给定rpm)在一定范围的RPM值下提供基本上相等的推力。在另一个示例中，飞行器包括至少三个推进组件，并且推力和/或RPM可以基于总推力和力矩约束条件(例如，在悬停配置或布置中)在这些推进组件之间分配。在另一个相关示例中，推力和/或RPM可以基于总推力约束条件(例如，在向前飞行配置或布置中)在多个推进组件之间分配，其中力矩约束条件可以以其他方式被满足(例如，使用除推进组件之外的飞行器的其他效应器)。
第三，该系统和方法的变型可以基本上实时地实现动态声学频率扩展。例如，该系统可以包括频率扩展螺旋桨控制器，该控制器响应于在运载工具内部位置处测量的(例如，经由机载麦克风测量的)声学特征而在操作期间调节多个推进组件的频率扩展。在另一个示例中，该方法可以包括基于指示期望声学响应的控制输入(例如，从飞行员接收到的)来动态地调节一个或更多个螺旋桨的桨叶的相对方位位置。
第四，该系统和方法的变型可以使用预定范围的RPM值(例如，其中用于每个螺旋桨的RPM值的每个分布与控制输入和推进组件上的对应推力分布或单个推进组件的推力值相关联)、(例如，单个螺旋桨的、单个主螺旋桨的、多个螺旋桨等的)不对称的桨叶间距和/或多个螺旋桨上的桨叶数来实现静态声学频率扩展。静态声学频率扩展可以在飞行器的每个操作条件下是固定的(例如，预先确定的)，其与动态声学频率扩展相反，动态声学频率扩展可以在飞行器操作期间被动态地调节(例如，基于包括声传感器的闭环反馈控制，基于飞行器的操作条件等)。
第五，该系统和方法的变型可以经由直接驱动(例如，其中马达直接联接到推进组件的螺旋桨)来实现精确的螺旋桨控制。例如，螺旋桨的位置(例如，方位位置等)可以刚性地联接到马达的旋转部分(例如，马达的电马达的螺旋桨)，使得螺旋桨方位位置和马达的旋转部分的方位位置同步，并且螺旋桨方位位置和/或相位的可控性(例如，在旋转期间与其他螺旋桨相比的相对方位位置)等同于马达的可控性(例如，与包括传动装置或其他可拆卸或可变动力传动联动装置(variable power transmission linkage)的间接马达相比)。
然而，倾转旋翼飞行器及其变型可以附加地或可替代地提供任何其他合适的益处和/或优点。
3.系统
如图1中示出的，用于噪声减轻的系统100包括布置在飞行器上(例如，与飞行器集成)的推进组件110。系统100优选包括多个推进组件110；然而，该系统可以可替代地包括单个推进组件。系统100还可以包括声传感器(例如，麦克风)。推进组件(例如，单个推进组件、多个推进组件中的推进组件等)包括螺旋桨114和马达112。该系统可以附加地或可替代地包括任何其他适用于飞行器的部件。
3.1推进组件
推进组件110包括马达112和螺旋桨114。推进组件110用于向飞行器提供推进。在结合倾转旋翼飞行器实现的系统的变型中，推进组件110可以包括倾转机构。在包括倾转机构的变型中，推进组件110可以用于向飞行器提供竖直推力能力和水平推力能力。
该系统优选地包括多个推进组件110和对应的多个螺旋桨114和马达112，其中多个推进组件110中的每一个向飞行器提供推力。然而，该系统可以附加地或可替代地包括单个推进组件110和/或多个推进组件110，其中多个推进组件的一个子集不向飞行器提供推进推力(例如，其中多个推进组件的该子集主要向飞行器提供稳定力，如在尾旋翼的情况下)。在进一步的可替代的变型中，该系统可以包括任何合适数量的推进组件110。
该系统可以在多种操作模式之间操作，包括位置控制模式、可变RPM模式、相位控制模式以及扩展RPM模式。
马达112优选地为直接马达(direct-motor)112(例如，直接驱动的电马达112、省略了可变齿轮箱或其他间接动力传递机构的动力装置、恒定齿轮传动马达(constantly-geared motor)112等)，其可在一定范围的RPM值(例如，100rpm-1000rpm、550rpm-850rpm、625rpm-675rpm等)下以在整个该范围的RPM值上的高的效率(例如推进效率、轴输出功率和电输入功率之间的比等)操作。马达112(例如，电马达)在宽范围的RPM值下的高效率及其在宽范围的RPM值下产生充足的轴功率(例如，用于期望的操作条件的足够的轴功率)的能力可以促进推进组件110在宽范围的RPM值上(例如，不受功率限制的或不受机载功率的可用性限制、不受可能使得操作不切实际的其他因素限制等)的实际操作(例如，推进组件110用于提供期望的推力而没有过度的功率消耗的操作)。在一些变型中，马达112可以被配置成在低RPM值下产生高扭矩(例如，其中马达112界定基本上平坦的扭矩曲线，其中马达112界定任何其他合适的扭矩曲线等)，这可以实现推进组件110在高功率和低RPM状态(regime)下的操作(例如，这可以降低噪声)。然而，马达112可以以其他方式被合适地配置成产生作为RPM值的函数的任何合适的输出扭矩，使得在操作范围内的任何RPM(例如，任何合适的范围的RPM值)下满足输出功率要求(例如，由期望的操作条件确定)。在附加的或可替代的变型中，马达112可以被配置成能够精确控制螺旋桨114的(例如，多个旋翼的每个螺旋桨114的)方位位置。马达112的直接驱动特性可以使得螺旋桨114的方位位置能够被控制到与马达112的旋转输出可以被控制的程度相同的程度；例如，马达112(包括步进马达112)可以将螺旋桨114的方位位置(以及，在包括多个螺旋桨114的变型中，螺旋桨114相对于多个螺旋桨中的其他螺旋桨114的相位)控制到步进马达112的一步之内。马达112的扭矩曲线可以使得RPM能够被精确地控制，而不会过度牺牲其他性能特性(例如，马达112的操作效率、推进效率、空气动力效率、功率输出、扭矩输出等)，并且特别地当与可变桨距桨叶结合使用时能够实现这样的精确控制(例如，使得当桨叶不处于失速状况(stall condition)下时，推力可以在不同的RPM下保持恒定)。
在位置控制模式中，螺旋桨114的方位位置优选地基于旋翼的声发射来控制(例如，通过控制子系统120)；例如，螺旋桨114的方位位置可以被调制，以便获得期望的频谱。方位位置调制可以包括保持恒定的旋转速率作为时间的函数(例如，恒定的旋转频率)，从而以任何合适的调制频率(例如，在单个旋转周期内)围绕基频调制瞬时频率，和/或以其他方式合适地控制螺旋桨114的方位位置。然而，位置控制模式可以附加地或可替代地包括螺旋桨114以任何合适的方式的操作。
在可变RPM模式中，RPM优选地基于螺旋桨114的声发射被精确地控制在一定范围的RPM值之间，并且更优选地独立于旋翼所产生的推力来控制；例如，可以增加桨叶桨距(例如，同时最小化和/或避免沿桨叶跨度的失速状况)，并且降低RPM值，以便降低基本频率(例如，旋翼的一个桨叶完全旋转的频率)以及发出的声学特征的相关联的谐波，同时保持基本上相等的推力。在可变RPM模式下，并且对于螺旋桨114的给定直径，螺旋桨114优选地在低叶尖速度(tip speed)状态下操作；然而，螺旋桨114可以附加地或可替代地在高叶尖速度状态和/或任何其他合适的叶尖速度范围下操作。在具体示例中，低叶尖速度状态和螺旋桨114的直径对应于在飞行器的悬停模式或悬停布置中的约650RPM±约50RPM，并且在飞行器的向前模式或向前布置中小于650RPM。然而，可变RPM模式可以附加地或可替代地包括以任何合适的方式操作螺旋桨114。
在包括多个推进组件110的系统的变型中，多个操作模式可以包括扩展RPM模式和相位控制模式。在扩展RPM模式中，每个螺旋桨114优选地由其对应的马达112以独特的RPM(例如，相对于多个旋翼的每个其他螺旋桨114)驱动；然而，扩展RPM模式可以附加地或可替代地包括：多个螺旋桨中的单个螺旋桨114在与多个螺旋桨中的每个其他螺旋桨114操作的RPM不同的RPM下操作(例如，其中多个螺旋桨中仅单个螺旋桨114在与其余旋翼不同的RPM下操作)；多个螺旋桨中的一个子集在第一RPM下的操作且多个螺旋桨中的另一个子集在第二RPM下的操作；和/或RPM值与多个推进组件110的螺旋桨114的任何其他合适的对应关系。
在相位控制模式中，每个螺旋桨114的相位(例如，螺旋桨114和以基本上相同的RPM值旋转的飞行器的任何其他合适的螺旋桨114之间的角位置的差异)优选地以与关于位置控制模式描述的基本上相同的方式相对于每个其他螺旋桨114被主动(例如，自动)控制，进而相应地扩展到多个螺旋桨114的操作。在一些变型中，每个螺旋桨114的相位可以被控制成在操作期间不同于每个其他螺旋桨114的相位(例如，其中除一个螺旋桨114之外，所有螺旋桨的相位都是非零的；其中至少一个螺旋桨114的相位是非零的等)。在进一步的变型中，可以控制一个或更多个螺旋桨114的相位，使得一个或更多个螺旋桨114的声学特征在相对于一个或更多个螺旋桨114的预定位置处相消干涉。例如，相对于空间中的点等距布置的两个螺旋桨114的相位可以被控制为具有互补相位，使得两个螺旋桨114的声学特征在空间中的点处抵消。前述示例和相关示例中的空间中的点可以是在飞行器的舱内、在地面上或远离飞行器的地面结构中，然而，在相位控制模式的可替代的变型中，可以控制任何合适数量的螺旋桨114以在操作期间具有任何合适的相对相位(例如，相对于彼此的旋翼)。在一些变型中，系统可以同时在扩展RPM和相位控制模式中可操作。
3.1.1螺旋桨
推进组件110的螺旋桨114用于向飞行器提供推进力。作为向飞行器提供推进力的结果，螺旋桨114还可以用于产生声学特征(例如，在飞行器包括多个推进组件110和/或推进组件110包括多个螺旋桨114的情况下，总声学特征的一部分)。螺旋桨114可以界定螺旋桨114的桨盘(disc)，该桨盘可以包括螺旋桨114在旋转期间的扫掠面积和/或扫掠体积。螺旋桨114还可以界定任何合适值的直径和任何其他合适的几何参数(例如，厚度、深度、形状等)。由螺旋桨114产生的声学特征可以包括来自以下项的影响(例如，对声功率谱的影响)：处于基本频率(例如，在给定的RPM下的螺旋桨114的一个桨叶的单次旋转的频率)下的螺旋桨114的桨叶；桨叶通过频率(BPF)，其可以基于螺旋桨114的桨叶的数量和螺旋桨114旋转的RPM，并且对于包括均匀地间隔的桨叶的螺旋桨114是明确定义的；基本频率的谐波(例如，基本频率的整数倍)；以及BPF的谐波(例如，2×BPF、3×BPF、BPF的任何整数倍等)。声学特征还可以包括来自螺旋桨114的振动模式的影响(例如，螺旋桨114的旋进、螺旋桨114的桨叶的振动、螺旋桨114的桨盘的平面外振动等)。声学特征还可以包括来自桨叶涡流相互作用(blade vortex interaction，BVI)的影响以及来自与螺旋桨114的操作相关联的任何其他合适的噪声源的影响。
螺旋桨114可以具有任何合适数量的桨叶；螺旋桨114优选地具有五个桨叶，但是可以可替代地具有三个桨叶、四个桨叶、六个桨叶以及任何其他合适数量的桨叶。桨叶可以刚性地固定到桨毂、固定到桨毂并且包括可变桨距能力(例如，通过合适的可变桨距联动装置、循环桨距控制等)，和/或通过一个或更多个铰链(例如，牵引铰链、襟翼铰链等)连接到桨毂或螺旋桨114头部，以使桨叶能够在螺旋桨114在空气动力载荷下旋转期间相对于桨毂或螺旋桨114头部超前、滞后和/或摆动。然而，桨叶可以以其他方式合适地彼此联接和/或以其他方式合适地机械链接，以形成螺旋桨114的至少一部分。
螺旋桨114的桨叶优选地在桨叶叶尖处(例如，通过任何种类的机械结构)是不受约束的(例如，未封闭的)，但是螺旋桨114可以附加地或可替代地包括封闭桨叶叶尖的整流罩(例如，诸如涵道风扇的涵道)。在这样的变型中，整流罩可以用于减弱旋转期间源自于桨叶叶尖的声学特征分量(例如声波)。然而，螺旋桨114的桨叶可以附加地或可替代地以任何合适的方式受到约束或不受约束。
在包括多个推进组件110的系统的变型中，每个螺旋桨114优选地包括相同数量的桨叶。然而，在可替代的变型中，多个不同的螺旋桨114可以包括不同数量的桨叶，这可以用于扩展声谱(例如，由于对应于不同的BPF和相关联的谐波的不同桨叶数量所造成的)。在第一具体示例中，该系统包括偶数个推进组件110(例如，六个)，并且偶数个推进组件110中的每对包括彼此对之间不同数量的桨叶(例如，一个六个推进组件110的组包括两个具有三个桨叶的螺旋桨114、两个具有四个桨叶的螺旋桨114以及两个具有五个桨叶的螺旋桨114)，以便将整个声谱内的声功率从对应于单个BPF(和相关联的谐波)的峰值扩展到一组BPF(和相关联的谐波)，每个BPF对应于一对螺旋桨114。然而，在进一步的示例中，该系统可以包括任何合适数量的推进组件110，其中每个推进组件110包括具有任何合适数量的桨叶的螺旋桨114(例如，为了产生合适地扩展的声)。
关于螺旋桨114的桨叶，桨叶可以被不对称地间隔。每个桨叶之间的间距(例如，桨叶间间距)可以以各种方式被调制，以便降低由螺旋桨114在操作期间(例如，在旋转期间)产生的声谱的音调(例如，并且从而降低心理声学不利后果)。桨叶间间距可以被随机地调制、根据基于(例如，作为RPM的函数的声功率产生的)螺旋桨114模型或桨叶模型的计算预测被调制、和/或以其他方式被合适地调制。
该间距可以在调制幅度的约束条件下被随机地调制；例如，从对称间距角(例如，对于三桨叶螺旋桨114为120°，对于四桨叶螺旋桨114为90°，对于五桨叶螺旋桨114为72°，对于六桨叶螺旋桨114为60°等)的最大变化可以被约束到最大值(例如，5°、2°、10°等)，并且调制可以随机地生成(例如，伪随机地生成、由随机过程生成等)。在约束随机化调制的另一个示例中，从对称间距角的变化可以被约束到来自对称间距角的(例如，5°的、2°的、10°的等)均方根(RMS)值。然而，桨叶间间距可以可替代地以不受约束的方式被随机地调制，和/或在可替代的约束条件下被调制(例如，最大桨盘载荷不对称约束条件、最大螺旋桨114轴载荷约束条件等)。
在一些变型中，对于包括偶数个大于两个的桨叶的螺旋桨114，不对称的桨叶间距可以包括成对对称的不对称间距。例如，如图3中示出的，具有不对称的桨叶间距的四桨叶螺旋桨114可以界定X形布置，其中桨叶间方位间距(例如，桨叶间角度)在第一锐角、第一钝角、第一锐角以及第一钝角之间交替。在成对对称的不对称间距的另一个示例中，六桨叶螺旋桨114可以界定一种布置，其中桨叶间方位间距在第一锐角(例如60°)、第二锐角(例如58°)、第三锐角(例如62°)、第一锐角(例如60°)、第二锐角(例如58°)以及第三锐角(例如62°)之间交替，如图4中示出的。在另一具体示例中，多个推进组件110中的至少一个推进组件的多个桨叶的不对称的桨叶间距包括大约68.5°的第一桨叶间角度、大约76.3°的第二桨叶间角度、大约68.5°的第三桨叶间角度、大约73.3°的第四桨叶间角度以及大约73.4°的第五桨叶间角度。在包括五个桨叶的相关示例中，桨叶间角度可以与前述五个桨叶间角度相差很小的量(例如，±.1°、±.2°、±.3°等)并实现基本上相同的功能。
不对称的桨叶间距可以附加地或可替代地包括完全不对称的桨叶间方位间距，其中螺旋桨114的任何两个桨叶之间的桨叶间间距(例如，角度值)不同于螺旋桨114的任何其他两个桨叶之间的桨叶间间距。不对称的桨叶间距可以附加地或可替代地包括与360°除以桨叶数不同(例如，大于、小于)的任何合适角度值的桨叶间方位间距。
不对称的桨叶间距优选地通过最小化在基础螺旋桨旋转频率的所有倍数内声谱的变化来确定，并且可选地具有各种实际约束条件。以这种方式确定不对称的桨叶间距优选地包括假设螺旋桨的每个桨叶产生特征周期压力信号其中此处t表示时间并且T表示旋转周期。这组螺旋桨的总声输出(例如，噪声)是这样的相位压力信号的叠加，/>此处φi表示桨毂上的螺旋桨的桨叶的角度并且N表示桨叶的数量。在傅立叶域中声输出表示为，即，/>使得/>其中/>将确定不对称的桨叶间距的任务减少到使Ck的变化最小化，使得例如，/>是最小的。对于p>2，不对称的桨叶间距导致这样的最小解，并且有利于更均匀的分布，其中均匀性随着p一起增加。在确定不对称的桨叶间距的一些变化中，间距解可能进一步地受到结构、性能和/或包装约束条件的约束。优选地，其中使用第一力矩/>的分布(例如，为了避免平衡问题)；可替代地，可以使用其中第一力矩不等于零的分布。在上面的应用于5桨叶螺旋桨的特定示例中，在桨叶之间的最小间距应该大于或等于68.5°并且第一力矩g0＝0的附加约束条件下，桨叶角度分布{φb}o＝{0°,68.5°,144.791°,213.291°,286.645°}是独立于功率p(在合理值p≥3的情况下)并且独立于单个桨叶光谱信号{ck}的结果，并且可以用于如本文描述的螺旋桨的变型和示例中。可以附加地或可替代地使用在变换φ′b＝φb+δ、φ′b＝-φb、或其组合下的任何类似的桨叶角度分布。桨叶角度分布的十分之几度的变化可以附加地或可替代地用于实现相同或相似的效果。然而，在附加的或可替代的变型中，不对称的桨叶间距可以以其他方式被合适地确定。
对于(例如，对应于多个推进组件110的多个螺旋桨114中的)给定的螺旋桨114，不对称的桨叶间距优选地是固定的(例如，在螺旋桨114的桨毂处、在螺旋桨114头部处等)，但是可以附加地或可替代地是可调节的(例如，可手动调节、可通过致动器自动调节等)。在包括多个推进组件110的飞行器变型中：多个螺旋桨中的每个螺旋桨114的不对称的桨叶间距可以是相同的；多个螺旋桨中的每个螺旋桨114不对称的桨叶间距可以是不同的；多个螺旋桨中的一个子集的不对称的桨叶间距可以是相同的并且多个螺旋桨中的另一个子集的不对称的桨叶间距可以是不同的；或者以其他方式由多个螺旋桨114合适地表示。每个螺旋桨114的不对称的桨叶间距可以在操作期间由控制子系统120独立地调节(例如，基于声学特征数据)。在其中(例如，每个旋翼的)不对称的桨叶间距是固定的的变型中，桨叶间间距可以基于声谱分布的优化来预先确定。例如，可以计算桨叶间间距，以使作为频率的函数的声强度的平方和最小化(例如，以使声强度的平方的积分最小化)。在前述示例中，可以使用旋转桨叶的计算流体动力学模拟和空间中的点处所得的压力扰动(例如声波)来确定作为频率的函数的声强度。在相关示例中，可以使用声传感器122(例如，相对于旋转桨叶固定在空间中的点处)来测量作为频率的函数的声强度，并且可以在螺旋桨114处(例如，手动地、在制造期间、在制造之后、在操作期间动态地等)通过使声强度的平方积分最小化来确定和影响桨叶间间距。
在一些变型中，多个桨叶可以由多于单个的螺旋桨114界定(例如，由两个或更多个同轴螺旋桨114界定)，并且不对称的桨叶间距可以通过两个或更多个同轴螺旋桨114之间的方位偏移来实现(例如，在操作期间)。例如，如图13和图14中示出的，推进组件110的多个桨叶可以进一步由与第一螺旋桨114同轴的第二螺旋桨114界定。在这样的示例中，两个同轴螺旋桨114在操作期间在相同的方向上旋转，并且螺旋桨114在操作期间被偏移一定的方位相移(例如，为了实现如图3中示出的X形配置以及相关的发出的声学特征的音调的降低)。多个同轴、共同旋转的螺旋桨114之间的方位相移可以被动态地控制，以实现可变的不对称的桨叶间距。这样的动态控制可以基于声输出特征(例如，自动地使用反馈控制)、命令指令(例如，手动地、经由开环控制等)或者以其他方式合适地基于其他。
处于同轴、共同旋转配置的两个或更多个螺旋桨114可以包括不同数量的桨叶。在一个示例中，第一螺旋桨和第二螺旋桨114中的每一个具有两个桨叶，使得由推进组件110的第一螺旋桨和第二螺旋桨114界定的多个桨叶包括四个桨叶。在另一个示例中，第一螺旋桨和第二螺旋桨114中的每一个具有三个桨叶，使得由推进组件110的第一螺旋桨和第二螺旋桨114界定的多个桨叶包括六个桨叶。在另一个示例中，第一螺旋桨114具有三个桨叶并且第二螺旋桨114具有两个桨叶，使得多个桨叶包括五个桨叶。然而，两个或更多个螺旋桨114中的每个螺旋桨114可以包括任何合适数量的桨叶，以界定推进组件110的多个桨叶。在附加的或可替代的变型中，具有任何合适数量的桨叶(例如，两个、三个、四个等)的任何合适数量的螺旋桨(例如，两个、三个、四个等)可以以同轴、共同旋转配置使用，以在一个或更多个推进组件之间界定单个推进组件的多个桨叶。
3.1.2马达
推进组件110的马达112用于向螺旋桨114提供扭矩，并且从而旋转螺旋桨114(例如，向飞行器提供推进力)。马达112还可以用于在操作期间控制螺旋桨114的RPM。在一些变型中，马达112可以用于在操作期间动态地调节RPM(例如，响应于控制指令)。马达112优选地包括电马达112，但是可以附加地或可替代地包括任何其他合适类型的马达112或旋转致动器(例如，内燃发动机、燃气涡轮发动机等)。马达112优选地直接连接到螺旋桨114(例如，通过轴、直接联动装置)，但是可以可替代地通过动力传输联动装置(例如，齿轮箱、偏置轴、离合器、间接联动装置等)连接到螺旋桨114。马达112还可以包括配平机构(trimmechanism)，该配平机构用于机械地调节螺旋桨114的物理定向(例如，每个桨叶的桨叶桨距、每个桨叶对之间的桨叶间间距等)。
在其中马达112包括电马达112的变型中，电马达112可以包括任何合适类型的电马达112，诸如：电磁马达112、静电马达112、压电马达112以及任何其他合适类型的马达112。电马达112可以是自换向马达112(例如，有刷DC马达112、无刷DC马达112、开关磁阻马达112、通用AC-DC马达112或换向电激励串联或并联绕组电马达112等)或外部换向马达112(例如，感应马达112、力矩马达112、同步马达112、双馈电马达(doubly-fed electricmotor)112、单馈电马达(singly-fed electric motor)112等)。在可替代的变型中，电马达112可以包括无芯螺旋桨114马达112、轴向螺旋桨114马达112、步进马达112和任何其他合适类型的电马达112。在一些变型中，螺旋桨114形成电马达112的一部分(例如，马达112的次级绕组、与马达112的定子电磁连通的马达112的螺旋桨114等)。然而，在附加的或可替代的变型中，推进组件110的部分可以形成马达112的任何合适的部分(例如，螺旋桨114、定子、壳体、电源等)。
推进组件110(例如，多个推进组件中的每个推进组件110)可以可选地包括倾转机构。在其中飞行器被配置为倾转旋翼飞行器的变型中，该倾转机构用于使推进组件110的螺旋桨114在向前定向(例如，其中螺旋桨114的旋转轴线基本上平行于飞行器的纵向轴线)和悬停定向(例如，其中螺旋桨114的旋转轴线基本上平行于飞行器的竖直轴线)之间旋转。
3.2控制子系统120
系统可以包括控制子系统120，该控制子系统120用于控制系统的一个或更多个推进组件110(例如，在任何合适的操作模式中，诸如在之前描述的模式和/或其他合适的操作模式中)。控制子系统120优选地包括机载计算机，但是可以附加地或可替代地包括通信联接(例如，经由射频收发器)到飞行器及其推进组件110的远程计算机和任何其他合适的计算系统。控制子系统120可以附加地或可替代地包括与飞行器的控制表面的控制和/或致动相关的任何其他合适的部件。
控制子系统120可以包括一个或更多个声传感器122。声传感器122用于监控由系统在操作期间发出的声学特征。声传感器122还可以用于向控制子系统120提供反馈，并且从而实现对系统的反馈控制(例如，基于发出的声学特征)。声传感器122可以包括麦克风(诸如电容麦克风、驻极体麦克风、动态麦克风、带状麦克风、碳麦克风、压电麦克风、光纤麦克风、激光麦克风、MEMS麦克风)、输出(诸如反向用作麦克风的扬声器)、以及用于检测声波的任何其他合适的换能器。麦克风可以是单向麦克风、双向麦克风、多向麦克风和/或全向麦克风。声传感器122可以布置在推进组件110附近(例如，结合到飞行器中)、远离推进组件110(例如，在地面位置处、在基于地面的结构处等)、在飞行器的内部(例如舱)内或在飞行器的外表面处、在不同于飞行器的航空运载工具(例如监控气球、另一架飞行器等)处以及任何其他合适的位置。该系统可以包括任何合适数量的声传感器122(例如，单个声传感器122、沿着一个或更多个潜在飞行路径远离系统布置的声传感器122的阵列、在飞行器处和远离飞行器处兼布置的一组声传感器122等)。
3.3另外的示例-系统
系统的具体示例包括联接到飞行器的多个推进组件110，其中多个推进组件110中的每一个包括马达112和多个桨叶，这些桨叶由至少第一螺旋桨114(例如，在一些变型中为第二螺旋桨)界定，并且界定了不对称的桨叶间距。在该示例中，第一螺旋桨114联接到马达112，并且在操作期间以旋转频率旋转。该示例还包括控制子系统120，该控制子系统120联接到飞行器并且通信地联接到多个推进组件110中的每一个推进组件的马达112，并且控制子系统120可操作以控制螺旋桨114中的每一个(例如，第一螺旋桨114、第一螺旋桨和第二螺旋桨114等)的旋转频率。
如图5A-图5B中示出的，系统的具体示例包括具有六个推进组件110的倾转旋翼飞行器，这些推进组件110可在悬停布置和向前布置之间操作。在该示例中，六个推进组件110中的每一个的螺旋桨114被定向成使得在悬停布置中在操作期间每个螺旋桨114的旋转轴线平行于飞行器的竖直轴线，并且六个推进组件110中的每一个的螺旋桨114被定向成使得在向前布置中在操作期间每个螺旋桨114的旋转轴线平行于飞行器的纵向轴线。在该示例中，六个推进组件110的螺旋桨114中的每一个界定五个桨叶之间的不对称的桨叶间距(例如，多个推进组件110中的每一个包括单个螺旋桨114，并且多个推进组件110中的每一个的螺旋桨114精确地界定五个桨叶)，其中每个螺旋桨114的不对称的桨叶间距是固定的、在每个螺旋桨114之间是不同的、并且在每个螺旋桨114的对称间距角度的5°的RMS值内。该示例的六个推进组件110的螺旋桨114中的每一个包括可控的可变桨距桨叶，并且由马达112驱动，该马达112包括通过轴直接地且刚性地联接到螺旋桨114(例如，螺旋桨114的螺旋桨114头部、螺旋桨114的桨毂等)的电马达112。在该示例中，多个推进组件110可在如上面描述的扩展RPM模式中操作。
在可在向前布置和悬停布置之间操作的倾转旋翼飞行器处实现的系统的变型和示例中，多个推进组件110的可控操作参数(例如，每个螺旋桨114的RPM、每个螺旋桨114的相位等)在向前布置和悬停布置中的操作之间可以不同。例如，系统可以在悬停布置中在操作期间以扩展RPM模式操作，并且在向前布置中在操作期间以相位控制模式操作。在另一个示例中，系统可以在悬停布置中在操作期间以界定对应于多个推进组件110的螺旋桨114的第一组RPM值的扩展RPM模式操作，并且在向前布置中在操作期间以界定对应于多个推进组件110的螺旋桨114的第二组不同的RPM值的扩展RPM模式操作。RPM值优选地在向前布置中比在悬停布置中低，但是可以附加地或可替代地在向前布置或悬停布置中包括任何合适的值。在配置成以这样的布置操作的飞行器(例如，倾转旋翼飞行器)处实现的系统的这样的变型和示例中，系统可以附加地或可替代地以其它方式在向前布置和/或悬停布置中在操作期间以任何合适的操作模式合适地操作。
在另一个具体示例中，系统包括具有多个推进组件110的固定翼飞行器，多个推进组件110中的每一个由马达112(包括电马达112)驱动。在该示例中，每个螺旋桨114界定不对称的桨叶间距，该不对称的桨叶间距从对称角度(例如，对于五桨叶旋翼为72°)被扰动5°的RMS角度，其中不对称间距在前述约束RMS值内被随机地确定(例如，计算)，并在计算后进行调节，使得多个螺旋桨114中的任何一个的两个相邻桨叶被间隔开的角度值都不会与(例如，在相同的螺旋桨114上的、在不同的螺旋桨114上的等)任何其他两个相邻桨叶的被间隔开的角度值相同。
在系统的另一个具体示例中，多个推进组件110中的每一个包括相同的五桨叶螺旋桨114，其界定了不对称地(例如，不均匀地)间隔开的桨叶，中心线(例如，从基部到叶尖)被从对称间隔扰动，如由图6中的示例示出的。图7描绘了在给定RPM值下对应于对称地(例如，均匀地)间隔开的五桨叶螺旋桨114的声学特征的示例频谱，并且相比之下，图8描绘了对应于如之前描述的且如图6中示出的不对称间隔开的五桨叶螺旋桨114的声学特征的示例频谱。
4.方法
如图2中示出的，方法200可以包括：提供推进组件，其中推进组件在操作期间产生声学特征S210；以及控制该推进组件以降低声学特征的心理声学不利后果S220。
4.1提供推进组件S210
框S210包括提供推进组件，其中推进组件在操作期间产生声学特征。框S210用于为飞行器提供推进机构，其中推进机构包括螺旋桨。所提供的推进组件优选地为基本上如上面部分3和/或其变型中描述的推进组件；然而，推进组件可以附加地或可替代地包括用于向运载工具提供推进力的任何合适的机构，其中该机构包括螺旋桨。
框S210优选地包括提供多个推进组件，其中多个推进组件中的每一个被配置成向飞行器提供推进力(例如，在悬停模式中在飞行器操作期间的竖直力、在向前模式中在飞行器操作期间的水平力等)；然而，框S210可以可替代地包括提供单个推进组件(例如，对应于其中飞行器是直升机的单个主螺旋桨)和/或多个推进组件，其中多个推进组件的一个子集被配置成向飞行器提供稳定力来代替推进力(例如，其中多个螺旋桨中的一个被配置为尾螺旋桨和/或以其他方式围绕与多个螺旋桨中的剩余螺旋桨的旋转轴线不平行的轴线旋转)。
框S210可以包括提供推进组件，其中推进组件的螺旋桨的桨叶不对称地间隔开(例如，其中一个或更多个推进组件的多个桨叶界定不对称的桨叶间距)。因此，所提供的推进组件优选地为基本上如上面部分3中描述的推进组件，并且可以包括基本上以上面描述的方式和/或以任何其他合适的方式被不对称地间隔开的桨叶。
在具体示例中，框S210可以包括提供包括不对称的桨叶间距的多个推进组件，其中多个推进组件中的每一个的多个桨叶的不对称的桨叶间距相同。在可替代的具体示例中，多个推进组件中的两个或更多个的多个桨叶的不对称的桨叶间距可以不同。
在变型中，框S210包括提供推进组件，该推进组件包括具有可调节的桨叶间距的螺旋桨。桨叶间距可以被手动地调节(例如，在飞行器停飞或以其他方式不操作的时间段期间；其中桨叶被束缚在包括周向固定装置或凹槽的桨毂中，桨叶的方位位置可以围绕该周向固定装置或凹槽由一个或更多个紧固件手动地调节和固定；等等)、动态地调节(例如，在飞行器操作的时间段期间；其中桨叶的方位位置可以由电动致动器控制；等等)、和/或可以以其他方式被合适地调节。在可替代的变型中，框S210可以包括提供推进组件，该推进组件包括具有固定桨叶间距(例如，对称的桨叶间距、不对称的桨叶间距等)的螺旋桨。
4.2控制推进组件S220
框S220包括控制推进组件以降低声学特征的心理声学不利后果。框S220用于操作推进组件(例如，根据框S210的一个或更多个变型提供的)，使得在操作期间由推进组件产生的声学特征的心理声学不利后果被降低。在执行方法200的飞行器包括多个推进组件的变型中，框S220优选地包括控制多个推进组件(例如，以降低由多个推进组件产生的声学特征的心理声学不利后果)；然而，框S220可以可替代地包括控制单个推进组件，即使在飞行器包括多个推进组件的情况下，或者以其他方式合适地控制一个或更多个推进组件。
在变型中，框S220可以包括以一定范围的RPM值控制多个推进组件，其中至少一个螺旋桨以不同于至少一个其他螺旋桨旋转的RPM值的RPM值旋转。在该变型中，框S220可以用于基本上如上面关于扩展RPM操作模式所描述的那样扩展声谱。然而，框S220可以附加地或可替代地包括以通过马达(例如，通过马达的操作特性、马达的扭矩曲线等)实现的任何合适的RPM值或RPM值的范围来控制推进组件。图9描绘了由根据框S220的特定示例操作的六个螺旋桨发出的声学特征的示例频谱，其中每个螺旋桨的RPM值与标称值相差约±5％(例如，其中多个推进组件中的每一个的旋转频率与多个推进组件中的至少一个其他的旋转频率分开标称旋转频率、中间旋转频率、平均旋转频率等的至少5％)。
框S220可以包括在飞行器操作期间动态地调节一个或更多个螺旋桨的RPM值，这可以用于降低所发出的声学特征的心理声学不利后果。动态地调节一个或更多个螺旋桨的RPM值也可以用于控制飞行器的飞行(例如，通过调节由旋翼产生的推力)；然而，调节RPM值可以附加地或可替代地被同时执行和/或结合调节桨叶桨距或其他螺旋桨空气动力学属性(例如，使用推进组件的马达的配平机构)执行，以在可变RPM下保持推力基本上恒定。在一些变型中，框S220可以包括通过相同的动作同时控制多个螺旋桨中的每一个来调节推力分布(例如，在悬停布置中，以便产生围绕飞行器的一个或更多个轴线的力矩)并降低心理声学不利后果(例如，通过扩展峰值或以其他方式降低声谱的音调)。可以基于所测量的(或以其他方式合适地获得的)反馈来执行动态地调节两个或更多个螺旋桨的RPM值的扩展；例如，框S220可以包括：接收(例如，从基于地面的声传感器)由沿着飞行器的飞行路径的远程观察者感知到的发出的声学特征的声功率谱(例如，实时、近实时等)；确定声功率谱中的一个或更多个峰值大于预定阈值(例如，在机载计算系统确定、在远程计算系统确定等)；以及且调节两个或更多个螺旋桨之间的RPM值的扩展，直到一个或更多个峰值低于预定阈值。在相关示例中，可以动态地确定阈值(例如，基于接收到的指令、基于一天中的时间以及相关的噪声法令等)。
框S220可以包括调节一个或更多个螺旋桨的桨叶间距，这可以用于降低由一个或更多个螺旋桨发出的声学特征的心理声学不利后果。例如，框S220可以包括在操作期间调节多个推进组件中的至少一个的多个桨叶的不对称的桨叶间距。可以基于所测量的(或以其他方式合适地获得的)反馈来执行对桨叶间距的调节；例如，框S220可以包括：检测(例如，根据框S225的一个或更多个变型，使用机载声传感器、基于地面的声传感器等)在对应于螺旋桨的BPF的谐波的谱带处的声功率谱；确定该谱带内的峰值功率大于阈值水平(例如，阈值分贝水平)；以及调节一个或更多个螺旋桨(例如，最靠近用于测量反馈的声传感器的螺旋桨)的桨叶间距，直到该谱带内的峰值功率低于阈值，如图10中示出的。然而，调节桨叶间距可以附加地或可替代地在任何其他合适的基础上并且在相对于飞行(例如，基于诸如温度、湿度等的周围或环境特性的飞行前建模)的任何合适的时间执行。在一些变型中，桨叶可以具有固定的间距，并且框S220可以省略桨叶间距调节。
框S220可以包括偏移和/或精确地控制一个或更多个螺旋桨的相位(例如，相对方位位置)，这可以用于降低由一个或更多个螺旋桨发出的声学特征的心理声学不利后果。例如，框S220可以包括偏移一组螺旋桨中的每一个的相对相位，以最大化螺旋桨的桨叶的方位位置之间的相位差(例如，如由图11中的示例示出的，在两个三桨叶螺旋桨之间实施60°的相对相移)，这可以改变听众在相对于该组螺旋桨的固定位置处接收到该组螺旋桨所产生的可听声音时对所产生的可听声音的感知，并降低声音的心理声学不利后果。
在通过多个同轴螺旋桨实现可变桨叶间距的变型中(例如，如上面部分3中描述的)，框S220可以包括在旋转期间保持和/或改变同轴螺旋桨之间的相移。例如，其中至少一个推进组件的多个桨叶进一步由与第一螺旋桨同轴的第二螺旋桨界定，框S220可以包括在相同的方向上旋转第一螺旋桨和第二螺旋桨以产生推力，其中当旋转第一螺旋桨和第二螺旋桨时，第一螺旋桨从第二螺旋桨偏移一定的方位相移。该方位相移可以在操作期间动态地和/或自动地变化，与框S220的性能一致(例如，其中框S220包括基于声学特征数据、命令指令等调节方位相移)。
在变型中，框S220可以包括控制推进组件以调制推力分布。推力分布可以被修改以实现命令目标(例如，特定的运载工具操纵)，而同时满足声输出约束条件(例如，对照如在框S225的一个或更多个变型中确定的声学特征数据所测量的)。例如，框S220可以包括响应于在机载控制系统接收到命令指令而基于声学特征数据调制推力分布。
4.3确定声学特征S225
方法200可以包括框S225，其包括：确定推进组件的声学特征。框S225用于提供在方法200的其他框中使用的声学度量(例如，作为框S220的一个或更多个变型的反馈输入)。框S225还可以用于向运载工具操作者(例如，飞行器上的飞行员、远程遥控操作者等)提供关于运载工具的声输出的信息(例如，以便根据与地理区域相关联的声音条例来控制运载工具操作；以便监控运载工具操作的异常声学特征或噪声等)。
框S225可以包括使用声传感器测量声学特征；在这样的情况下，框S225优选地至少部分地在基本上如上面部分3中描述的声传感器上执行，但是可以附加地或可替代地使用任何其他合适的传感器或机构(例如，记录人类观察者对声音的感知的用户输入设备)来执行。该传感器可以是飞行器传感器(例如，其中声传感器布置在飞行器处并联接到飞行器)、地面传感器(例如，其中声传感器布置在基于地面的基础设施部件上)和/或任何其他合适的传感器或传感器的组合(例如，一组传感器，其中一个子集是地面传感器并且另一个子集是飞行器传感器)。
框S225可以附加地或可替代地包括利用飞行器的声学模型来确定声学特征数据。声学模型优选地将飞行器输出的声学特征描述为飞行器的推进组件的操作状态的函数(例如，RPM、桨叶桨距、桨叶间距等)。声学模型可以被预先确定(例如，基于模拟的声学输出、基于经验测量等)、动态地确定(例如，使用在线训练方法进行更新、对照常规操作期间收集的声学测量结果进行验证等)或者以其他方式被合适地确定。
在变型中，框S225可以包括在机载控制系统处从声传感器接收声学特征数据(例如，测量声学特征数据)，并且该方法可以包括框S220的变型，包括基于声学特征数据调节多个推进组件中的至少一个的旋转频率。例如，声学特征数据可以指示声学输出中的音调大于阈值的程度，并且框S220可以包括自动增加多个推进组件中的每一个的RPM值的扩展，以将音调降低到低于阈值。
在上面描述的方法200及其框的变型中，关于单个推进组件所描述的任何框(例如，框S210、S220、S225等)的方面可以应用于多个推进组件。例如，框S210的变型(该变型包括提供推进组件，该推进组件包括具有不对称的桨叶间距的螺旋桨)可以包括提供多个推进组件，其中每个螺旋桨界定不对称的桨叶间距(例如，横跨多个旋翼的等效不对称的桨叶间距；对于多个螺旋桨中的每一个都有不同的不对称桨叶间距模式等)。然而，关于单个螺旋桨或推进组件所描述的框的方面可以以其他方式被合适地应用于多个推进组件。
4.4另外的示例-方法
在特定示例中，方法200包括提供多个推进组件，其中多个推进组件中的每一个包括马达和由至少第一螺旋桨界定的多个桨叶。在该示例中，该方法包括控制飞行器的多个推进组件产生推力，该推力产生作为推力产生的副产品的声学特征。因此，除了推力分布(例如，用于界定飞行器上的一组力和力矩的围绕飞行器的推力的几何分布)之外，多个推进组件还产生界定声功率分布(例如，作为频率的函数的声功率的分布)的声学特征。在该示例中，该方法包括在机载控制系统确定声学特征数据(例如，指示飞行器的声学特征的声学特征数据)，并且基于声学特征数据以不同的频率旋转多个推进组件中的每一个，以调制声学特征的声功率分布，而同时基本上保持了推力分布。在改变声功率分布的同时保持推力分布可以包括改变螺旋桨的多个桨叶的桨叶桨距(例如，以使桨叶的攻角分别与旋转频率的减少或增加成比例地增加或减少)。在可替代的示例中，该方法可以包括允许推力分布改变，以便调制声功率分布(例如，有意地在飞行器上产生力矩或净力，并附带地减少声学特征的心理声学不利后果)。
在另一个具体示例中，方法200包括：提供一组六个推进组件，其中六个推进组件中的每一个的螺旋桨被不对称地间隔开，其中每个螺旋桨包括由五个桨叶间间距值分开的五个桨叶，五个值中的每一个与对称间隔角度相差不到5°；以及，控制多个推进组件以在与标称RPM值相差不到或等于5％的范围的RPM值下旋转多个推进组件中的每一个的螺旋桨，其中标称RPM值是基于推进组件的期望推力输出来确定的，并且该范围的RPM值中的每个值是结合调节后的桨距角来确定的，以在该RPM值下实现期望的推力输出。图12描绘了根据该方法的此示例产生的声学特征的示例频谱，其中包括不对称间隔桨叶的六个推进组件在一定范围的RPM值下操作，以便降低发出的声学特征的心理声学不利后果(例如，通过降低声谱的音调)。
优选实施例及其变型的系统和方法可至少部分地被体现和/或实现为被配置成接收存储计算机可读指令的计算机可读介质的机器。指令优选地由计算机可执行部件来执行，该计算机可执行部件优选地与该系统及其一个或更多个部件集成在一起。计算机可读介质可被存储在任何合适的计算机可读介质(诸如RAM、ROM、闪存、EEPROM、光学设备(CD或DVD)、硬盘驱动器、软盘驱动器或任何适当的设备)上。优选地，计算机可执行部件是一般的或专用应用处理器，但是任何合适的专用硬件或硬件/固件组合设备也可以可替代地或附加外地执行指令。
尽管为了简明起见而省略了，但是优选实施例包括各种系统部件的每种组合和排列以及各种方法框的每种组合和排序，它们可以以任何合适的排列或组合进行组合和/或从优选实施例的变型中全部或部分地省略。
如本领域中的技术人员从之前的详细描述和从附图和权利要求中将认识到的，可对本发明的优选实施例进行修改和变化而不偏离在下面的权利要求中限定的本发明的范围。

Claims (19)

1.一种用于降低由飞行器发出的声学噪声的心理声学不利后果的系统，包括：
·多个推进组件，所述多个推进组件联接到所述飞行器，其中所述多个推进组件中的每一个包括：
o马达；以及
o多个桨叶，所述多个桨叶由至少第一螺旋桨界定，其中所述第一螺旋桨联接到所述马达并以旋转频率旋转，其中所述多个桨叶界定不对称的桨叶间距；
·控制子系统，所述控制子系统联接到所述飞行器并通信地联接到所述多个推进组件中的每一个的所述马达，其中所述控制子系统能够操作成以不同的频率控制所述多个推进组件中的每一个的所述第一螺旋桨的旋转频率，以调制声学特征的声功率分布，同时通过基于相应的旋转频率调节所述多个推进组件中的每一个的桨距角来保持期望的推力分布。
2.根据权利要求1所述的系统，其中所述多个推进组件中的每一个的所述多个桨叶的所述不对称的桨叶间距是相同的。
3.根据权利要求1所述的系统，其中所述多个推进组件中的每一个的所述第一螺旋桨恰好界定五个桨叶。
4.根据权利要求3所述的系统，其中所述多个推进组件中的至少一个的多个桨叶的所述不对称的桨叶间距包括：约68.5°的第一桨叶间角度、约76.3°的第二桨叶间角度、约68.5°的第三桨叶间角度、约73.3°的第四桨叶间角度以及约73.4°的第五桨叶间角度。
5.根据权利要求1所述的系统，其中至少一个推进组件的所述多个桨叶进一步由与所述第一螺旋桨同轴的第二螺旋桨界定，其中所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨在操作期间在相同的方向上旋转，并且其中所述第一螺旋桨在操作期间从所述第二螺旋桨偏移一方位相移。
6.根据权利要求5所述的系统，其中所述第一螺旋桨恰好界定所述多个桨叶中的两个桨叶，并且所述第二螺旋桨恰好界定所述多个桨叶中的两个桨叶。
7.根据权利要求5所述的系统，其中所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨之间的所述方位相移由所述控制子系统在操作期间基于所述声学特征动态地控制。
8.根据权利要求1所述的系统，其中每个螺旋桨的所述不对称的桨叶间距能够在操作期间由所述控制子系统独立地调节。
9.一种用于降低飞行器发出的声学噪声的心理声学不利后果的方法，包括：
·提供多个推进组件，其中所述多个推进组件中的每一个包括：
o马达；以及
o多个桨叶，所述多个桨叶由至少第一螺旋桨界定；
·在所述飞行器的机载控制系统，其控制所述飞行器的所述多个推进组件以产生推力，其中所述多个推进组件产生界定声功率分布的声学特征，并且其中所述多个推进组件产生推力分布；以及
·在所述机载控制系统处确定声学特征数据；以及基于所述声学特征数据以不同的频率旋转所述多个推进组件中的每一个，以调制所述声学特征的所述声功率分布，同时基本上保持所述推力分布，
其中基于所述声学特征数据以不同的频率旋转所述多个推进组件中的每一个包括改变所述多个推进组件中的至少一个的旋转频率，并且基本上保持关于所述飞行器的所述推力分布包括基于相应的旋转频率调节所述多个推进组件中的每一个的桨距角。
10.根据权利要求9所述的方法，其中所述多个推进组件中的每一个的所述多个桨叶界定不对称的桨叶间距。
11.根据权利要求10所述的方法，其中所述多个推进组件中的每一个
的所述多个桨叶的所述不对称的桨叶间距是相同的。
12.根据权利要求10所述的方法，还包括在操作期间调节所述多个推进组件中的至少一个的所述多个桨叶的所述不对称的桨叶间距。
13.根据权利要求9所述的方法，其中所述多个推进组件中的每一个的旋转频率与所述多个推进组件中的至少一个其他的旋转频率相差所述旋转频率的至少5％。
14.根据权利要求9所述的方法，还包括在所述机载控制系统处从声传感器接收所述声学特征数据，并基于所述声学特征数据调节所述多个推进组件中的至少一个的旋转频率。
15.根据权利要求14所述的方法，其中所述声传感器被布置在基于地面的基础设施部件处。
16.根据权利要求14所述的方法，其中所述声传感器被布置在所述飞行器处并联接到所述飞行器。
17.根据权利要求9所述的方法，还包括响应于在所述机载控制系统处接收命令指令而基于所述声学特征数据调制所述推力分布。
18.根据权利要求9所述的方法，其中至少一个推进组件的所述多个桨叶进一步由与所述第一螺旋桨同轴的第二螺旋桨界定，并且还包括在相同的方向上旋转所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨以产生推力，其中当旋转所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨时，所述第一螺旋桨从所述第二螺旋桨偏移一方位相移。
19.根据权利要求18所述的方法，还包括基于所述声学特征数据调节所述方位相移。
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