CN114199253B - 一种基于噪声识别的直升机路径实时规划方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于噪声识别的直升机路径实时规划方法及系统，涉及旋翼飞行器降噪技术领域，方法包括：实时获取第一方向、第二方向和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压；对所有噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压；根据球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿第一方向、第二方向和第三方向上下一点的噪声声压；比较三个方向上下一点噪声声压的大小；判断噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域；若是，则以噪声声压最小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向；若否，则以噪声声压次小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向。本发明能够实现对直升机路径进行实时规划，达到轨迹降噪效果。

Description

一种基于噪声识别的直升机路径实时规划方法及系统

技术领域

本发明涉及旋翼飞行器降噪技术领域，特别是涉及一种基于噪声识别的直升机路径实时规划方法及系统。

背景技术

旋翼飞行器具有独特的垂直起降的方式及空中悬停能力，因此在城市交通运输、救援救灾任务以及战场侦察作战等领域发挥着不可或缺的能力；同时，随着无人机的快速发展，轻型四旋翼、六旋翼无人机也逐渐在航拍、物流以及道路交通等城市管理方面发挥着重要作用。但是由于旋翼飞行器的工作原理，高速旋转的旋翼会对空气产生剧烈扰动，继而形成气动噪声，而多旋翼飞行器具有多旋翼、多声源耦合的特点，气动干扰噪声更加复杂，传播特性进一步发生变化。旋翼飞行器的低频噪声传播距离远、衰减慢，会对附近社区及学校的正常生活产生较大影响。

旋翼气动噪声作为旋翼飞行器中最为主要的一个类别，具有低频、传播远以及衰减慢的特性，同时在不同的方向具有明显的传播特性。旋翼飞行器的气动噪声对其在军用和民用等领域有着严重的影响。首先在军用领域会降低其声隐身能力，增加被追踪到的目标特性。在民用领域会干扰飞行路径上的居民生活。因此为了降低旋翼飞行器的声学目标特性，各国学者针对旋翼气动噪声控制方法进行了深入的分析研究。

目前，降低旋翼飞行器噪声影响的途经主要包括声源、传播途径以及目标位置的噪声接收三个因素。声源因素包括旋翼的主被动降噪：低噪声桨叶设计以及HHC(高阶谐波控制)、IBC(单片桨叶控制)、后缘小翼控制等，可以从声源有效控制旋翼飞行器的气动噪声，但可能会对旋翼的气动性能产生一定的影响，同时其实施难度较大，需要对旋翼系统进行重新设计，会在一定程度上增加整体机构的复杂性。传播途径的控制则通过传播过程中，利用气动噪声的传播特性，对噪声传播方向、各方向上的声压级进行有效控制。针对目标的噪声信号接收则可以通过在目标位置增加隔音层等方式降低接收到的噪声信号，但该方法作用目标单一，场景固定。

上述三种噪声传播抑制方法均能有效抑制旋翼飞行器的气动噪声，但是对声源进行噪声的主被动控制方法较为复杂，而针对接收目标的噪声信号控制则作用单一，场景固定，因此，使用路径规划的方法，利用旋翼飞行器噪声传播在各方向上具有不同强度的规律，可以有效降低旋翼气动噪声对接收目标的干扰。目前路径规划方法在旋翼飞行器降噪领域中已有一定的应用，然而各国学者对该方法的应用，均是对路径进行预先规划，并不具有实时性。

各国学者针对旋翼飞行器的噪声抑制方法，大多是从抑制声源噪声信号的角度，通过主被动降噪手段，降低旋翼气动噪声。而通过路径规划的方法，一般是对预先给定好的地图信息，生成对应的低噪声轨迹方案。目前，现有的噪声抑制技术以噪声源的强度抑制为主，但是通过该手段的降噪方式，同样会对直升机的气动性能产生影响，具有难度大，研究周期长的缺点。基于直升机在各方向上噪声的不同传播特性，因此通过路径规划的方法，可以合理的降低重点目标区域受到直升机噪声干扰的强度。但是传统的轨迹降噪方法是对已知的预定区域，进行路径规划，在此基础上实施飞行方案。然而传统的路径规划方法不具有实时性，即无法实现对直升机路径进行实时规划，不具备对现场噪声水平进行检测的能力，路径规划的效果未知。

综上，本领域亟需一种新的路径规划方法，以实现对直升机路径进行实时规划，达到轨迹降噪效果。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于噪声识别的直升机路径实时规划方法及系统，能够实现对直升机路径进行实时规划，达到轨迹降噪效果。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种基于噪声识别的直升机路径实时规划方法，所述方法包括：

实时获取第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压；所述第一方向、所述第二方向、所述第三方向分别为直升机的前、左、右方向；

对所有所述噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压；

根据所述声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿所述第一方向、所述第二方向和所述第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压；

比较所述第一点噪声声压、所述第二点噪声声压和所述第三点噪声声压的大小，确定噪声声压最小的一点和噪声声压次小的一点；

判断所述噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域；

若是，则以所述噪声声压最小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向；

若否，则以所述噪声声压次小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向。

可选地，所述实时获取第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压，之前还包括：

利用设置于直升机底部的噪声识别系统实时采集第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压。

可选地，所述噪声识别系统具体包括第一外伸杆、第二外伸杆、第三外伸杆、第一麦克风组、第二麦克风组、第三麦克风组、第一可收放驱动结构、第二可收放驱动结构和第三可收放驱动结构；所述第一外伸杆沿所述第一方向设置；所述第二外伸杆沿所述第二方向设置；所述第三外伸杆沿所述第三方向设置；

所述第一外伸杆的一端、所述第二外伸杆的一端和所述第三外伸杆的一端分别通过所述第一可收放驱动结构、所述第二可收放驱动结构和所述第三可收放驱动结构设置于直升机的底部；

所述第一麦克风组固定于所述第一外伸杆的另一端；所述第二麦克风组固定于所述第二外伸杆的另一端；所述第三麦克风组固定于所述第三外伸杆的另一端；

所述第一可收放驱动结构、所述第二可收放驱动结构和所述第三可收放驱动结构分别用于驱动所述第一外伸杆、所述第二外伸杆和所述第三外伸杆伸展或收缩；所述第一麦克风组、所述第二麦克风组和所述第三麦克风组分别用于实时采集第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压。

可选地，所述第一麦克风组、所述第二麦克风组和所述第三麦克风组均包括两个麦克风。

可选地，所述对所有所述噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压，具体包括：

利用基于等效源方法的旋翼声源反演方法，对所有所述噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压。

可选地，所述判断所述噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域，具体包括；

判断所述噪声声压最小的一点对应的方向与终点方向在坐标系中的投影方向是否相同；所述终点为直升机的飞行终点。

可选地，所述根据所述声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿所述第一方向、所述第二方向和所述第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压，具体包括：

基于栅格法，根据所述声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿所述第一方向、所述第二方向和所述第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压。

本发明还提供了如下方案：

一种基于噪声识别的直升机路径实时规划系统，所述系统包括：

噪声声压实时获取模块，用于实时获取第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压；所述第一方向、所述第二方向、所述第三方向分别为直升机的前、左、右方向；

噪声反演模块，用于对所有所述噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压；

下一点噪声声压确定模块，用于根据所述声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿所述第一方向、所述第二方向和所述第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压；

噪声声压比较模块，用于比较所述第一点噪声声压、所述第二点噪声声压和所述第三点噪声声压的大小，确定噪声声压最小的一点和噪声声压次小的一点；

判断模块，用于判断所述噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域；

第一飞行方向确定模块，用于当所述判断模块的输出结果为是时，以所述噪声声压最小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向；

第二飞行方向确定模块，用于当所述判断模块的输出结果为否时，以所述噪声声压次小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明公开的基于噪声识别的直升机路径实时规划方法及系统，实时获取直升机的前、左、右方向上依次排列的各测量点处的噪声声压；利用噪声反演实现由点到面的计算，即根据各测量点处的噪声声压得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压；基于声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿直升机的前、左、右方向上下一点的噪声声压；比较直升机的前、左、右方向上下一点的噪声声压的大小；判断噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域；若是，则以噪声声压最小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向；若否，则以噪声声压次小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向；通过对噪声的实时监控并利用噪声反演，形成直升机附近的辐射特性，并进一步进行路径规划，使直升机总是朝向噪声声压最小的方向飞行，从而实现对直升机路径进行实时规划，达到轨迹降噪效果。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明基于噪声识别的直升机路径实时规划方法实施例的流程图；

图2为本发明噪声识别系统示意图；

图3为本发明等效源方法的声学反演思路示意图；

图4为本发明基于噪声的路径规划方法示意图；

图5为本发明基于噪声的路径规划方法流程图；

图6为本发明基于噪声识别的直升机路径实时规划方法流程图；

图7为本发明基于噪声识别的直升机路径实时规划系统实施例的结构图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种基于噪声识别的直升机路径实时规划方法及系统，能够实现对直升机路径进行实时规划，达到轨迹降噪效果。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明基于噪声识别的直升机路径实时规划方法实施例的流程图。参见图1，该基于噪声识别的直升机路径实时规划方法包括：

步骤101：实时获取第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压；第一方向、第二方向、第三方向分别为直升机的前、左、右方向。

其中，第一方向、第二方向、第三方向分别为直升机的前、左、右方向，具体为：第一方向为直升机的前边方向(前方向)，第二方向为直升机的左边方向(左方向)，第三方向为直升机的右边方向(右方向)。

该步骤101之前还包括：

利用设置于直升机底部的噪声识别系统实时采集第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压。

其中，噪声识别系统具体包括第一外伸杆、第二外伸杆、第三外伸杆、第一麦克风组、第二麦克风组、第三麦克风组、第一可收放驱动结构、第二可收放驱动结构和第三可收放驱动结构；第一外伸杆沿第一方向设置；第二外伸杆沿第二方向设置；第三外伸杆沿第三方向设置。

第一外伸杆的一端、第二外伸杆的一端和第三外伸杆的一端分别通过第一可收放驱动结构、第二可收放驱动结构和第三可收放驱动结构设置于直升机的底部，具体为：第一外伸杆的一端通过第一可收放驱动结构设置于直升机的底部；第二外伸杆的一端通过第二可收放驱动结构设置于直升机的底部；第三外伸杆的一端通过第三可收放驱动结构设置于直升机的底部。

第一麦克风组固定于第一外伸杆的另一端；第二麦克风组固定于第二外伸杆的另一端；第三麦克风组固定于第三外伸杆的另一端。

第一可收放驱动结构、第二可收放驱动结构和第三可收放驱动结构分别用于驱动第一外伸杆、第二外伸杆和第三外伸杆伸展或收缩，具体为：第一可收放驱动结构用于驱动第一外伸杆伸展或收缩，第二可收放驱动结构用于驱动第二外伸杆伸展或收缩，第三可收放驱动结构用于驱动第三外伸杆伸展或收缩；第一麦克风组、第二麦克风组和第三麦克风组分别用于实时采集第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压，具体为：第一麦克风组用于实时采集第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压，第二麦克风组用于实时采集第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压，第三麦克风组用于实时采集第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压。

具体的，第一麦克风组、第二麦克风组和第三麦克风组均包括两个麦克风。

图2为本发明噪声识别系统示意图。参见图2，噪声识别系统主要包括0°方位角麦克风组1、90°方位角麦克风组2，180°方位角麦克风组3，270°方位角麦克风组4、外伸杆5、外伸杆7、外伸杆9、外伸杆11、可收放驱动结构6、可收放驱动结构8、可收放驱动结构10和可收放驱动结构12。

首先，通过可收放式的麦克风阵列机构，安装在飞行器(直升机)底部及斜下方位置，进行气动噪声的实时采集。麦克风阵列机构将麦克风组1、麦克风组2、麦克风组3和麦克风组4固定在外伸杆5、外伸杆7、外伸杆9、外伸杆11上，并分别安装在直升机的0°、90°、180°及270°方位角的可收放驱动结构上。每一组麦克风阵列由两个麦克风组成。当进行测量时，一组阵列上的两个麦克风分别由驱动电机伸展至旋翼2倍半径处的斜下方30°角、45°角位置，进行噪声信号的测量。如图2所示为一组麦克风阵列的安装方式及安装位置。通过该装置，即声学识别系统，可以实时采集直升机在各方位角的噪声信号，为噪声反演形成噪声输入量。

本发明建立了旋翼飞行器噪声识别系统，对气动噪声在各方向上的声压强度进行实时监控，并根据目标区域与飞行器的实时位置关系，计算获得该状态目标区域的噪声水平。

步骤102：对所有噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压。

该步骤102具体包括：

利用基于等效源方法的旋翼声源反演方法，对所有噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压。即由上述噪声识别系统采集到的各方位角的噪声结果，利用声源反演算法(基于等效源方法的旋翼声源反演方法)将噪声识别系统中的观测点采集结果计算出直升机的辐射球上的所有方向上的噪声强度，实现由点到面的计算。

其中，基于等效源方法的旋翼声源反演方法为现有方法，可直接应用于本发明中。图3为本发明等效源方法的声学反演思路示意图。参见图3，基于等效源方法的旋翼声源反演方法的主体内容如下：

图示S_h表示测量面，其上布置M个测量点；S_r表示声源外的声场重建面，S_e表示等效源面。该方法首先将旋翼外部的时域声场用等效声源叠加的声场来代替，首先求解等效源声场：

将任意测量点在任意时刻的t时的声压p近似表示为：

式中，m∈[1:M]，H代表测量点，R_Hmn为第n个等效源与第m个测量点之间的距离，*为时域卷积算子，p_Hm(t)为第m个测量点在t时刻的声压，q_n(t)为第n个等效源在t时刻的源强。g(R_Hmn,t)为第n个等效源与第m个测量点在t时刻的脉冲响应：

式中，δ为Dirac函数，c为声速。

对时间进行离散：

t_i＝t₀+iΔt

式中，i∈[1:I]，t₀为初始时间，Δt为时间步长，对应第i步测量时刻的声压时刻为：

τ_Hmn＝t_i-R_Hmn/c

对于全部M个测量点，在第i步测量时刻t_i的声压用向量表示为：

则可以得到：

上式中：

Qⁱ _Hm＝[q₁(τ_Hm1) q₂(τ_Hm2) ... q_N(τ_HmN)]^T，

由上式可求得等效源中各声源的强度。

同理可以得到重建面S_r上所有M个重建点t_i时刻的声压，以矩阵形式表示为：

其中，C表示重建点：

Qⁱ _Cm＝[q₁(τ_Cm1) q₂(τ_Cm2) ... q_N(τ_CmN)]^T，

上式为重建面声场声压，各项意义均与测量场相同。通过上式，可以反演出辐射球面上的各点声压。

步骤103：根据声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿第一方向、第二方向和第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压。

该步骤103具体包括：

基于栅格法，根据声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿第一方向、第二方向和第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压。

步骤104：比较第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压的大小，确定噪声声压最小的一点和噪声声压次小的一点。

步骤105：判断噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域。

该步骤105具体包括：

判断噪声声压最小的一点对应的方向与终点方向在坐标系中的投影方向是否相同；终点为直升机的飞行终点。

若步骤105的输出结果为是，则执行步骤106：以噪声声压最小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向。

若步骤105的输出结果为否，则执行步骤107：以噪声声压次小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向。

该步骤103-步骤107提供了路径规划系统，具体如下：

由上述的噪声反演结果作为输入量，本发明建立了基于噪声强度的路径规划系统，该方法基于栅格法(现有方法)，将附近的区域(起点范围内的10km区域，以50m作为栅格尺寸)规划为大小相等的栅格，并通过上述的声学反演算法，实时计算已规划栅格区域内的噪声声压级大小，并预测下一步飞行后，各区域的声压级大小，实时决定飞行轨迹。基于噪声的路径规划方法示意图如图4所示：起点位置在三个飞行方向上均会对目标区域(黑色区域)产生一个噪声声压级，选取其中最小声压级作为飞行方向。

具体实时流程如下所示：

将附近区域划分为大小相等的栅格。

计算该位置处三个飞行方向分别对目标位置产生的声压级，具体为：基于等效源方法的旋翼声源反演方法确定三个飞行方向分别对目标位置产生的声压级。

确定最小声压级飞行方向。

判断该方向能否飞向目标区域：如果飞行方向与终点方向在坐标系中的投影方向相同，则判断为可以飞向目标区域，若相反，则判断为不能飞向目标区域。

若能则朝该方向飞行，若否则朝次级噪声的方向飞行。

飞行完成后判断是否到达目的地。

若到达目的地则结束，未到达目的地则继续该流程。

图5为本发明基于噪声的路径规划方法流程图，图5给出了该方法的具体实时流程。

图6为本发明基于噪声识别的直升机路径实时规划方法流程图。参见图6，本发明提供了一种基于噪声识别的直升机路径实时规划方法，具体如下：

根据上述建立的噪声识别系统、噪声声反演方法(基于等效源方法的旋翼声源反演方法)及路径规划方法，本发明建立了直升机路径实施规划模型。首先使用噪声识别系统，监测麦克风布置点的瞬态噪声，该监测值作为测量声场输入量，输入进噪声反演方法中，进行反演算法，反演出直升机在所有方向上的瞬态噪声。该瞬态噪声计算结果，为直升机路径实时规划提供噪声判断依据，其具体实现思路的流程如图6所示。

本发明的关键点为生成了一套直升机路径实时规划系统，该系统主要包括三个部分：

1、噪声识别部分，包括建立了一套直升机噪声实时监测系统。

2、直升机噪声反演方法(现有方法)，通过该方法，基于实时测量系统给出的特征点的瞬态噪声，反演计算直升机声场。

3、建立了一套基于噪声的路径规划方法，实现通过已知噪声源对直升机路径进行实时规划的策略。

4、通过上述方法，形成一套路径实时规划系统，并将其应用在直升机的路径规划中。

本发明在传统的路径规划方法基础上，发展了一套基于实时噪声检测系统的直升机飞行轨迹优化模型，以在直升机飞行过程中，对其噪声强度进行检测，并获取该位置处最优飞行方式，以达到轨迹降噪效果。本发明通过对噪声的实时监控并利用等效源反演算法，形成飞行器附近的辐射特性，并进一步进行路径规划，具有更高的精度、更广泛的应用范围。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

1、本发明可以通过规划直升机的飞行路径，有目的地降低目标区域内的直升机噪声水平，实现直升机在城市环境、战场环境的低噪声飞行。

2、本发明通过对噪声的实时监测，基于声学反演的手段，可以科学准确地预测目标位置可能接收到的噪声信号强度。

3、当目标区域噪声过强时，本发明建立的系统会对飞行员发出警告并提出当前位置的最低噪声的飞行轨迹，实时地规划直升机飞行航迹，具有对环境变化起到快速的适应能力。

图7为本发明基于噪声识别的直升机路径实时规划系统实施例的结构图。参见图7，该基于噪声识别的直升机路径实时规划系统包括：

噪声声压实时获取模块，用于实时获取第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压；第一方向、第二方向、第三方向分别为直升机的前、左、右方向。

噪声反演模块，用于对所有噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压。

下一点噪声声压确定模块，用于根据声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿第一方向、第二方向和第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压。

噪声声压比较模块，用于比较第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压的大小，确定噪声声压最小的一点和噪声声压次小的一点。

判断模块，用于判断噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域。

第一飞行方向确定模块，用于当判断模块的输出结果为是时，以噪声声压最小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向。

第二飞行方向确定模块，用于当判断模块的输出结果为否时，以噪声声压次小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种基于噪声识别的直升机路径实时规划方法，其特征在于，所述方法包括：

实时获取第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压；所述第一方向、所述第二方向、所述第三方向分别为直升机的前、左、右方向；

对所有所述噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压；

根据所述声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿所述第一方向、所述第二方向和所述第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压；

比较所述第一点噪声声压、所述第二点噪声声压和所述第三点噪声声压的大小，确定噪声声压最小的一点和噪声声压次小的一点；

判断所述噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域；

若是，则以所述噪声声压最小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向；

若否，则以所述噪声声压次小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向。

2.根据权利要求1所述的基于噪声识别的直升机路径实时规划方法，其特征在于，所述实时获取第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压，之前还包括：

利用设置于直升机底部的噪声识别系统实时采集第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压。

3.根据权利要求2所述的基于噪声识别的直升机路径实时规划方法，其特征在于，所述噪声识别系统具体包括第一外伸杆、第二外伸杆、第三外伸杆、第一麦克风组、第二麦克风组、第三麦克风组、第一可收放驱动结构、第二可收放驱动结构和第三可收放驱动结构；所述第一外伸杆沿所述第一方向设置；所述第二外伸杆沿所述第二方向设置；所述第三外伸杆沿所述第三方向设置；

所述第一外伸杆的一端、所述第二外伸杆的一端和所述第三外伸杆的一端分别通过所述第一可收放驱动结构、所述第二可收放驱动结构和所述第三可收放驱动结构设置于直升机的底部；

所述第一麦克风组固定于所述第一外伸杆的另一端；所述第二麦克风组固定于所述第二外伸杆的另一端；所述第三麦克风组固定于所述第三外伸杆的另一端；

所述第一可收放驱动结构、所述第二可收放驱动结构和所述第三可收放驱动结构分别用于驱动所述第一外伸杆、所述第二外伸杆和所述第三外伸杆伸展或收缩；所述第一麦克风组、所述第二麦克风组和所述第三麦克风组分别用于实时采集第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压。

4.根据权利要求3所述的基于噪声识别的直升机路径实时规划方法，其特征在于，所述第一麦克风组、所述第二麦克风组和所述第三麦克风组均包括两个麦克风。

5.根据权利要求1所述的基于噪声识别的直升机路径实时规划方法，其特征在于，所述对所有所述噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压，具体包括：

利用基于等效源方法的旋翼声源反演方法，对所有所述噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压。

6.根据权利要求1所述的基于噪声识别的直升机路径实时规划方法，其特征在于，所述判断所述噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域，具体包括；

判断所述噪声声压最小的一点对应的方向与终点方向在坐标系中的投影方向是否相同；所述终点为直升机的飞行终点。

7.根据权利要求1所述的基于噪声识别的直升机路径实时规划方法，其特征在于，所述根据所述声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿所述第一方向、所述第二方向和所述第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压，具体包括：

基于栅格法，根据所述声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿所述第一方向、所述第二方向和所述第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压。

8.一种基于噪声识别的直升机路径实时规划系统，其特征在于，所述系统包括：

噪声声压实时获取模块，用于实时获取第一方向上依次排列的各测量点处的噪声声压、第二方向上依次排列的各测量点处的噪声声压和第三方向上依次排列的各测量点处的噪声声压；所述第一方向、所述第二方向、所述第三方向分别为直升机的前、左、右方向；

噪声反演模块，用于对所有所述噪声声压进行噪声反演，得到直升机的声辐射球球面上各点的噪声声压；

下一点噪声声压确定模块，用于根据所述声辐射球球面上各点的噪声声压确定当前时刻直升机所在点沿所述第一方向、所述第二方向和所述第三方向上下一点的噪声声压，得到第一点噪声声压、第二点噪声声压和第三点噪声声压；

噪声声压比较模块，用于比较所述第一点噪声声压、所述第二点噪声声压和所述第三点噪声声压的大小，确定噪声声压最小的一点和噪声声压次小的一点；

判断模块，用于判断所述噪声声压最小的一点对应的方向是否能飞向目标区域；

第一飞行方向确定模块，用于当所述判断模块的输出结果为是时，以所述噪声声压最小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向；

第二飞行方向确定模块，用于当所述判断模块的输出结果为否时，以所述噪声声压次小的一点对应的方向作为直升机的飞行方向。