JP2620274B2 - 航空機キャビンの騒音制御装置 - Google Patents

航空機キャビンの騒音制御装置

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Description

【発明の詳細な説明】 本発明はプロペラやファンで駆動される航空機内のキ
ャビンの騒音を制御する装置に係る。
騒音を減らすための幾つかの提案が、F.B.Metzgerに
よりAutomotive Engineering,1981,vol 2,No.1,Page 5
に「Strategies for reducing propeller aircraft cab
in noise」の題目で概括されている。特にシンクロフェ
ーシングを、マルチエンジン輸送機の騒音レベルを減少
させる目的の用途が概括されている。シンクロフェーシ
ングは１つ以上のプロペラの自動制御を、基準プロペラ
の関係においてプロペラの周辺のブレート位置間の固定
位置関係に提供することで実行するものである。プロペ
ラ間の正確な位相（フェース）関係を維持することによ
り、非同期プロペラのうるさい唸り特性が避けられる。
キャビンの騒音レベルはこの位相関係の注意深い調節に
よって減少させることが可能である。
巡航速度0.6M〜0.8M間で動作する大きな非ダクトファ
ン航空エンジンに対して、幾つかの提案がなされてい
る。そのようなエンジンの航空機の胴体の後部に設置さ
れ、提案されている多数の設計は２重反転前方および後
方ファンである。後部ファンは前方ファンの残留渦巻を
減少させエンジンの全体効率を改善する。そのようなエ
ンジンの使用から生ずるキャビンの騒音は大きな問題に
なり易い。
本発明は、シンクロフェーシングおよび能動的騒音制
御技術を用いる航空機のキャビン騒音制御の改善形を提
供する。
本発明によると、プロペラまたはファンで駆動される
航空機のためのキャビンの騒音の制御装置であって、航
空機の基準プロペラ（10）またはファンと航空機の他の
プロペラまたはファンの１つ、幾つかまたは総てのもの
との間の位相関係を変化させるためのシンクロフェーザ
（８）を含み、該シンクロフェーザ（８）は、キャビン
（１）の中に配置されており騒音状態を表す複数の変換
器（２から５）からの信号を受信し且つ分析するために
接続された信号プロセッサ（11）の出力に応答し、飛行
中に前記位相関係を騒音状態に応じて動的に変化させる
ように構成されていることを特徴とするキャビンの騒音
の制御装置が提供される。
変換器はマイクロホンであり得、その場合信号プロセ
ッサは、周囲の騒音の波に対して反位相の音波を発生す
る能動的騒音制御装置の部分を形成する。そのようなシ
ステムは、例えば英国特許第2149614号で請求のような
ものである。このシステムは閉鎖された空間内の騒音を
減少する装置で、そこでは外部ソースにより発生された
騒音は基本周波数f0とその高周波の組を有する。f0の値
が監視されて信号プロセッサにで伝送され、閉鎖室内の
音圧が複数のマイクロホンにより監視され且つまたプロ
セッサに送られる。プロセッサは複数の拡声器に信号を
出力し、これらの信号は入力信号に対して反位相であ
り、従って閉鎖室の音圧レベルを最小にする。
変更として例えば、キャビン内に音を放射する航空機
の振動部上に変換器を設け得る。そのような加速度形に
接続した信号プロセッサはまた、前述のものと同様な能
動的騒音制御システムの部分を形成する。マイクロホン
および加速度計はこのようにして相互に組合わせて用い
られる。
多重シャフトエンジンを持つ航空機では、位相変化手
段が、１つのシャフト上の基準プロペラまたはファンと
同じエンジンの他のシャフト上のプロペラ、またはファ
ンとの間の位相関係を変化するように配列される。
本発明の具体例が添付図面と共に次に述べられよう。
第１図は本発明による航空機キャビン騒音制御装置の
概略図、第２図は第１図の装置のコンピュータシミュレ
ーションのブロック図、第３図から第５図は、第２図の
シミュレーションの結果を示すグラフ、第６図は能動的
騒音制御を備えたまたは備えないシステムの誤差関数の
ラフである。
具 体 例 第１図に示す航空機キャビン１（その一部のみを表わ
す）は、４つのマイクロホン2,3,4,5と、キャビンの騒
音制御システムの能動的要素を構成する拡声器6,7とを
示す。マイクロホン2,3,4,5からの出力は、増幅器12,1
3,14,15を介してそれぞれデジタル信号プロセッサ11に
送られる。基本周波数f0の基準信号18が速度計（不図
示）を介してプロセッサ11に送られる。プロセッサ11は
記憶装置（不図示）に適応アルゴリズムを所有する。適
応アルゴリズムは英国特許第2149614号に記載されてお
り、マイクロホン出力の２乗の和を最小にするように操
作する。基準プロペラ10と信号プロセッサ11からの制御
入力を持つシンクロフェーザ８により制御されるシンク
ロフェーストプロペラ９との間のシンクロフェース角度
を調整すべく、上記特許のプロセッサで用いられている
と同様の誤差関数が使用される。それでそのシンクロフ
ェース角度が、飛行条件の範囲にわたりキャビン内の騒
音を最小にすべくフライトの間中、動的に変化される。
キャビンの騒音を最小にするため、次にアルゴリズムが
シンクロフェース角度を調整するために用いられる。
ｌ番目の誤差センサからのサンプル出力el（ｎ）は、
基準プロペラにより出力dl（ｎ）とそのシンクロフェー
ス角度θｍが制御されている別のＭ個のスレーブプロペ
ラからの出力との線形結合である。Ｍ個のスルーブプロ
ペラによりサンプル出力は、実効ソース強度Sm（ｎ）の
コンボリュージョンで Sm（ｎ）＝Acos（ω0n＋θｍ） である。ここで Ａ＝任意の基準振幅であり、 ω０＝２π×（ブレードパッセージ周波数）×（サンプ
ルタイム） ｎ＝サンプル数 である。
実効フィルタは係数Clmjを有するので、 となる。
全体の誤差Ｅは次のように定義される。
それで１つのシンクロフェース角度についてＥの変化
の割合は、 となる。さて、 ｋ＝π/2ω０であるので となる。
これはSm（ｎ）と前に測定してあるフィルタ係数の値
から計算され、それで となる。
さらにシンクロフェース角度とサンプル毎にこの傾斜
の瞬間的推定を調整して、 となる。ここでαは収斂係数である。
装置のコンピュータシミュレーションのブロック図を
第２図に示す。このシミュレーションは、基準プロペラ
とシンクロフェーストプロペラの入力の他に４つのマイ
クロホン、および２つの拡声器を想定している。cos
（ｎπ/2）の形の基準信号ｘ（ｎ）がフィルタ40,41で
フィルタされるが、該フィルタは、２つの拡声器からの
二次ソースの寄与y1（ｎ）とy2（ｎ）を発生すべくデジ
タル信号プロセッサ11によって適応的に調整される。フ
ィルタ32〜39は、キャビンの音響効果をモデル化する遅
延装置や積分器として用いられる。基準プロペラ寄与と
シンクロフェースドプロペラ寄与は、フィルタ20〜27に
よって同様にフィルタされる。フィルタ42はシンクロフ
ェーザの作用を表わし、且つデジタル信号プロセッサ11
の作用によって適応的に決定される１つのプロペラから
の入力中に位相の変化を導入する。誤差項は次に加算器
28〜31によって計算される。コンピュータシミュレーシ
ョンの実際の収斂挙動は、現実の航空機のそれとは異な
るだろう。それはシンクロフェース角度を変化させる中
での時間遅延評価の不確実性によるものである。シミュ
レーションの結果（第3,4,5図）は、シンクロフェース
プロペラと結合した能動的騒音制御システムが安定して
いることを示す。第３図から見られるように、４つのマ
イクロホンからの出力の２乗の和である全体の誤差は、
π/2とπの間である定常的シンクロフェース角度に達す
る間に最小に収斂する（第５図）。第４図は、第３図と
第５図のような同様なシミュレーション流れの間の２つ
の二次ソースを導くフィルタ係数の対応変化を示す。
上述のシミュレーションは、基本的なブレードパッセ
ージ周波数でのマイクロホン出力の２乗の和を含む誤差
関数を用いる。しかるにこの周波数の高調波でのマイク
ロホン出力の２乗の和、または高調波の組合わせを含む
誤差関数も代替として用い得る。当業者であれば上記の
アルゴリズムが容易に変更できることが理解されよい。
全体の誤差収斂を可及的に最底小にするのを確保するた
めに、第１のシンクロフェース角度の条件下の値を決定
し、次に第１のものからπラジアンを引いた第２のシン
クロフェース角度下での値を求めるテストを実行するこ
とができる。最低の全体誤差を与えるシンクロフェース
角度が、新しい収斂処理のための出発点として用い得
る。
多数のマイクロホンや二次音声ソースを有する能動的
騒音制御装置では、計算のロードは大きなものとなろ
う。このロードは次に修正アルゴリズムを用いると減少
できる。
ここでα１、収斂係数、ｋは整数、ΘｍはＮサンプル
ごとに１回の更新を示す。フィルタ係数を更新するため
に、同様な修正を英国特許第2149614号に述べたような
適応アルゴリズムに応用することができる。
二次ソースの寄与がゼロである際にも、プロセッサ11
がシンクロフェザ８に有効出力をなお与えることは理解
されよう。そのようなシステムＡのシンクロフェース角
度における全体誤差Ｅの変化を第６図に示す。また同様
にシステムＢ、すなわシンクロフェーザと拡声器が同時
に作動するについてのＥの相応変化も示されている。シ
ステムＢについてのＥの最小値が、システムＡのＥにお
ける異なったシンクロフェース角度で現れるのが分か
る。さらにシステムＢは、０から２πラジアンのすべて
のシンクロフェース角度でのＥの低値を示している。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 英国公開2126837（ＧＢ，Ａ) 英国公開2149614（ＧＢ，Ａ)

Claims (5)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】プロペラまたはファンで駆動される航空機
    のためのキャビンの騒音の制御装置あって、航空機の基
    準プロペラ（10）またはファンと航空機の他のプロペラ
    またはファンの１つ、幾つかまたは総てのものとの間の
    位相関係を変化させるためのシンクロフェーザ（８）を
    含み、該シンクロフェーザ（８）は、キャビン（１）の
    中に配置されており騒音状態を表す複数の変換器（２か
    ら５）からの信号を受信し且つ分析するために接続され
    た信号プロセッサ（11）の出力に応答し、飛行中に前記
    位相関係を騒音状態に応じて動的に変化させるように構
    成されていることを特徴とするキャビンの騒音の制御装
    置。
  2. 【請求項２】変換器（２から５）の少なくとも１つがマ
    イクロホンである請求項１に記載のキャビンの騒音制御
    装置。
  3. 【請求項３】変換器（２から５）の少くとも１つが加速
    度計である請求項１に記載のキャビンの騒音制御装置。
  4. 【請求項４】信号プロセッサ（11）が、周囲の騒音の波
    に対して反位相の音波を発生する能動的騒音制御システ
    ムの部分を形成する請求項１から３のいずれか一項に記
    載のキャビンの騒音制御装置。
  5. 【請求項５】信号プロセッサ（11）が、基準プロペラ
    （10）またはファンと他のプロペラまたはファンの各々
    との間の位相関係Θｍに関して変換器（２から５）の２
    乗平均出力の和の勾配の推定値を計算し、且つ変換器の
    ２乗平均出力の和を最小にすべく勾配の値に依存する量
    によってシンクロフェーザに増分Θｍを生じさせる請求
    項１から４のいずれか一項に記載のキャビンの騒音制御
    装置。
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