JPH11502032A - 小型音源および分布型誤差センサを用いた航空機エンジン吸入口騒音の能動的抑制 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 小型音源を用いた能動的騒音抑制システムが航空機エンジンダクト騒音の低減に有効である。ターボファンエンジンからのファン騒音を適応型濾波ｘアルゴリズムの利用により抑制する。ファンブレード通過周波数（ＢＰＦ）音およびＢＰＦ音ならびにＢＰＦ音第１高調波の抑制に平面波励起用の単一チャンネル、多チャンネル抑制システムを用いた。多チャンネル抑制システムは、ファン音および高圧圧縮機ＢＰＦ音の同時抑制とスピニングモードの抑制に用いる。小型音源を抑制用音場の発生に用いる。この小型音源はエンジン吸入口対応の内側曲率半径を有する互いに同一の薄い円筒状曲面パネル（１２５）のアレーで構成する。これらパネルを吸入口（吸入口壁）の内側に整列状態で取り付け、パネル周辺での漏洩の防止のために端部全部で密封する。

Description

【発明の詳細な説明】 小型音源および分布型誤差センサを用いた 航空機エンジン吸入口騒音の能動的抑制 この発明はＮＡＳＡ発注の契約番号第ＮＡＳ１−１８４７１号により政府支援 の下になされた。この発明に関する一定の権利を政府が保有する。 関連出願への相互参照 この出願は１９９２年１０月２１日差出の同一名称同一発明者による米国特許 出願第０７／９６４，６０４号、現在の米国特許第５，３５５，４１７号の一部 継続（ＣＩＰ）出願であり、同出願記載発明の内容全部をこの参照によりここに 組み入れる。 発明の背景 発明の分野 この発明は概括的には航空機エンジン騒音の低減のための能動的騒音抑制機構 に関し、より詳しくは、航空機ガスタービンエンジン吸入口の発する騒音を小さ くするための小型音源および分布型吸入誤差センサを組み込んだ騒音抑制システ ムに関する。 従来技術の説明 航空機ガスタービンエンジンの導入以来、騒音は航空業界に関連する重大な負 の要因となっている。航空機エンジンの低騒音化のために多大の努力が払われて きた。現在までの進歩の大部分は高バイパス比ターボエンジンの開発に関連して いる。高バイパスエンジンにおける噴流速度は低バイパスまたは零バイパスエン ジンの場合よりもずっと低いので、このエンジンに伴う噴出騒音は大幅に低減さ れている。高バイパスエンジンにおける噴出騒音は大幅に低減されているが、エ ンジン吸入口から出るファンおよび圧縮機の騒音の問題はそのままである。実際 のところ、タービンエンジンがターボジェットから主としてターボファンエンジ ンに進化するに伴って、ファン騒音がエンジン騒音全体の中の主因となってきた 。現在使用されている高バイパス比エンジン（すなわち、バイパス比５または６ ）については、ファン騒音が着陸進入および離陸時の騒音の主因である。より詳 細に言うと、ファン吸入口騒音が着陸進入時の騒音の主因であり、ファン噴出騒 音が離陸時の騒音の主因である。しかし、音響壁処理ではファン吸入口騒音レベ ルの低減は５ｄＢ以下の小幅な低減に留まる。この手法は吸入口の長さ対半径比 の減少を伴う。通常のファン騒音スペクトラムは広帯域騒音レベルとブレード通 過周波数およびその高調波における可聴音を含む。これら可聴音は広帯域騒音レ ベルを通常１０乃至１５ｄＢ上回る。これはファン先端速度が亜音速の場合であ る。この先端速度が超音速になると多重純音が生ずる。 ファン騒音は既存の航空機エンジンの問題であるだけでなく、次世代エンジン の開発における主要な技術的課題と認識されている。上昇する燃費が燃料効率の より高い航空機エンジンへの関心を高めた。その種のエンジンで開発中のものに 改良型ターボプロップ（ＡＴＰ）エンジンおよび超高バイパス（ＵＨＢ）エンジ ンの二つがある。燃料効率の観点からは魅力的であるが、これらエンジンは高い 騒音レベルを伴うという欠点を有する。バイパス比１０程度の超高バイパス比エ ンジンが将来導入されることによってファン騒音が大きくなるだけでなく、ファ ン寸法の割には吸入口が短くなることおよび予想されるブレード通過周波数の低 下に伴って受動的な対音響裏張りはファン騒音の減衰に寄与しにくくなる。すな わち、周波数の低下および音響波長の増大とともに裏張りは効力を失うからであ る。この問題のために、ファン騒音の受動的抑制手法は、進歩を継続する一方で 、能動的騒音抑制手法と組み合わされて総合的ファン騒音抑制策を形成するもの とみられる。 ブレード先端速度が亜音速のファンでは、騒音は非定常的な気流と固い表面と の間の相互作用から生ずる。これは、流入外乱および吸入口境界層のロータとの 相互作用またはロータ後流のステータ羽根との相互作用であるとみられる。ダク ト中の音響モード結合および伝搬、および遠隔音場への音響結合で正味の遠隔音 場音響指向性パターンが決まる。 ターボ機械のファンからの騒音は騒音源での発生プロセスの削減または騒音発 生後の減衰によって抑制できる。騒音削減は吸入側の流体力学的非定常性または それに起因するブレード応答、およびそれら相互作用に起因する不安定な揚力ま たはモード発生および伝搬の抑制を中心とする。 この分野における騒音抑制策の大半は抑制方法が固定的である点において受動 的である。例としては、ロータ・スペーサ間隔の再設定およびロータ・下流支柱 間隔の設定の効果などがある。一方、これら騒音源機構の能動的抑制に向けての 努力もなされてきている。予備的実験は、翼への突風による騒音が不安定な揚力 を抑制するように後縁フラップを作動させることによって減衰することを示して いる。一般的に、騒音源機構の改変を意図するとエンジン再設計が必要になり、 性能への影響の評価を要する。 騒音源での騒音低下を目指したこれまでの努力は全体としてのエンジン騒音レ ベルを所要レベルまで低下させるには不十分であった。騒音の付加的低下は受動 的エンジンダクト裏張りで行われてきた。ダクト裏張りの効果は主としてファン 噴出口騒音の減衰、すなわち伝搬モードが高次モードであって裏張りが最も有効 なエンジン軸から離れる方向に伝搬するファン噴出口騒音の減衰に現れる。ファ ン吸入口では、モード伝搬は境界層に逆らって行われ、エンジン軸向きに屈折し 、裏張りの効果を最小にする。 ターボファン騒音抑圧のためのもう一つの選択肢は第２の騒音音場で外乱騒音 を能動的に抑制することである。能動的音波抑制、すなわち反騒音（anti−nois e）と呼ばれることもある手法の考え方はポール リューグ（Paul Leug）に依る 。リューグ名義の米国特許第２，０４３，４１６号「音響振動鎮静化の方法」参 照。騒音の能動的抑制の原理は、外乱騒音と打ち消し合うように干渉する多重音 源からの第２の抑制用騒音音場を用いる。抑制を適応型にするとさらに一層区別 できる、すなわちシステム内の非定常的な外乱または変動に自己適応させること によって抑制を維持できる。 リューグ特許はほぼ６０年前のものであるが、この能動的抑制が数多くの用途 で集束し始めたのは最近の１０年乃至２０年間にすぎない。能動的抑制の応用は ディジタル信号処理技術および広く普及している最小二乗平均（ＬＭＳ）アルゴ リズムなど適応型制御アルゴリズムの開発の進展により可能になった。 発明の概要 したがって、この発明の目的は航空機エンジン吸入口騒音の効果的抑制のため の能動的騒音抑制システムを提供することである。 この発明のもう一つの目的は運航用航空機エンジンに適用可能な能動的騒音抑 制機構用に適した小型音源を提供することである。 この発明によると、運航用ターボエンジン吸入口からの騒音の低減に有効な能 動的騒音抑制システムを応用する。具体的な応用では、ターボエンジンからのフ ァン騒音を適応型濾波ｘＬＭＳアルゴリズムの利用により抑制する。単一および 多チャンネル抑制システムを用いて、ファンブレード通過周波数（ＢＰＦ）音お よび平面波励起用のＢＰＦ音ならびにＢＰＦ音の一次高調波を抑制する。多チャ ンネル抑制システムを用いて、任意のスピニングモードまたはスピニングモード の組合せを抑制する。この発明の好適な実施例は、ファン騒音および高圧圧縮機 騒音の両方を同時に抑制するのに多チャンネル抑制システムを用いる。 ターボファン吸入口騒音の能動的制御を実行可能な技術にするには、抑制用音 場発生のための適切な音源を造る必要がある。この発明の具体的な実動化におい ては、抑制用音場音源は、吸入口形状に合致するようにエンジン吸入口の曲率内 径対応の曲率内径を有する薄い円筒曲面パネルのアレーで構成する。これらパネ ルを吸入口ダクト内に整列状態で取り付け、全端部を封止してパネル周辺への漏 洩を防止するとともにパネル付加に起因する流体力学的損失を最小にする。各パ ネルをその外側表面に取り付けた圧電性外力トランスデューサなど一つ以上の誘 因歪みアクチュエータにより駆動する。振動電圧によって駆動されるパネルの応 答は、そのパネルの共振周波数での駆動のとき最大になる。このパネル応答を、 その基本周波数が打ち消すべき音の近傍の値になるように適応型同調にかける。 パネルの同調は電気的方法、機械的方法など多様な方法で達成できる。例えば、 電気的同調は表面歪みアクチュエータへのバイアス電圧の印加によって達成でき る。機械的同調は、剛性を変動させそれによって共振周波数を変動させるように 圧力をかけるとか、境界条件もしくはパネル端部取付方法を変更するなどにより 達成できる。機械的同調を含むこの発明の特定の実施例では、パネルの背後に配 置した空胴とその空胴内のガス圧を調整する調整弁とを用いてパネルにガス圧を かける。このバルブでガス圧を制御し、このガス圧でパネルの剛性を変動させ、 それによってパネルの共振周波数を変える。機械的同調を含むこの発明のもう一 つの実施例ではパネルに多様な質量を適用する。コントローラはエンジンおよび 抑制用音源の発する音場の重ね合せ結果の情報を必要とする、この誤差情報によ って、コントローラは抑制用音源への適切な信号の発生が可能になる。発生した 音情報はエンジン吸入口内、胴体または翼など特定の航空機設計に適切な位置に 取り付けた分布型センサアレーで発生する。 図面の簡単な説明 上記の、およびそれら以外の目的、側面および利点は図面を参照して次に述べ るこの発明の好適な実施例の説明からよりよく理解されよう。図面において、 図１は単一チャンネル抑制システムを用いた能動的抑制システム構成素子を備 える試験セル内のターボファンエンジンのブロック図であり、 図２はエンジン軸上の距離３．０Ｄで測定したターボファンエンジン騒音の未 濾波スペクトラムを示すグラフであり、 図３は濾波ｘＬＭＳアルゴリズムの実動化を示すブロック図であり、 図４は３チャンネル抑制システムを示す図１と同様のブロック図であり、 図５はブレード通過基準センサと横方向マイクロホンとの間のコヒーレンスを エンジン軸上の距離３．０Ｄで測定した値を示すグラフであり、 図６は各々が３チャンネルシステムから成る二つのコントローラの並列配置を 用いた並列抑制配置を示すブロック図であり、 図７はファンブレード通過音の音圧レベル指向性を、抑制なしの場合と３チャ ンネル抑制システムにより抑制した場合とについて示すグラフであり、 図８はファンブレード通過音の音圧レベル指向性を、抑制なしの場合と単一チ ャンネル抑制システムにより抑制した場合とについて示すグラフであり、 図９Ａ、９Ｂおよび９Ｃはブレード通過周波数（ＢＰＦ）における音のピーク 値を測定する３チャンネル抑制システム用誤差マイクロホンの履歴を示すグラフ であり、 図１０はファンブレード通過音の音圧レベル指向性を、抑制なしの場合と単一 チャンネルシステムおよび点誤差マイクロホンにより抑制した場合とについて示 すグラフであり、 図１１Ａおよび１１Ｂはエンジン軸上の横方向マイクロホンのスペクトラムを 、抑制なしの場合とブレード通過音および第１高調波の同時抑制の場合とについ て示すグラフであり、 図１２Ａ、１２Ｂおよび１２Ｃは３チャンネル抑制システムについての誤差マ イクロホンスペクトラムであって、ファンブレード通過周波数音および高圧圧縮 機ブレード通過周波数音の同時抑制を示すスペクトラムを表すグラフであり、 図１３はＦＢＰＦ音の音圧レベル指向性を、ＦＢＰＦ音およびＨＰＢＰＦ音の 同時抑制の場合について示すグラフであり、 図１４はＨＰＢＰＦ音の音圧レベル指向性を抑制なしの場合とＦＢＰＦ音およ びＨＰＢＰＦ音の両方の同時抑制の場合とについて示すグラフであり、 図１５はこの発明の実際の応用で用いられる小型音源パネル基本設計を図解す る等角投影図であり、 図１６Ａは１８００Ｈｚで実効値８．７５ボルトの発振電圧で励起した単一パ ネルの輻射指向性を示すグラフであり、図１６Ｂは音圧レベルを印加電圧の関数 として示すグラフであり、 図１７は音響駆動装置および分布型誤差センサの位置を示すエンジン吸入口の 切欠図であり、 図１８はこの発明による小型音源パネル用の機械的（非電気的）同調装置の等 角投影ブロック図である。 発明の好適な実施例の詳細な説明 発明者らの実験は航空機エンジンダクト騒音への能動的抑制技術の適用可能性 を示した。これらの実験においては、プラット アンド ホイットニイ社製ターボ ファンエンジンＪＴ１５Ｄの周囲に建てた研究用リグに、吸入口円周の周囲でフ ァンの少し上流側の位置にホーン駆動装置アレーを取り付けた。このスピーカー アレーは二次音源、すなわちファンと上流側静止ロッドとの相互作用によって生 ずるブレード通過基本周波数音およびファン高調波からなる一次音源に対する二 次音源として機能した。準空回り状態では、抑制の起動により全体としての音場 の大幅な低下を実現できた。 実験方法 この手法は運航用ターボファンエンジンに適応型フィードフォワード能動的騒 音抑制システムを実験的に実動化するものである。このシステムはエンジンから の音のレベルを、抑制用騒音源と抑制対象の外乱音との間の打消し干渉によって 低下させる。能動的抑制システムには四つの主要構成要素がある。基準センサは 外乱音の周波数に関する情報を供給する信号を発生する。この信号は適応型フィ ルタにフィードフォワードされ、それらフィルタが抑制信号源に出力を供給する 。誤差センサを重畳騒音の測定のためにエンジン騒音の遠隔音場に配置する。一 つの実動化例においては、誤差センサを、吸入口内部、航空機胴体または翼の上 に分散配置したセンサに置換する。抑制アルゴリズムは基準センサおよび誤差セ ンサから信号入力を受け、誤差センサからの信号を最小にするように適応型フィ ルタを調節する。抑制用音源はエンジン吸入口に取り付けた圧縮駆動装置である 。実用的実施例においては、これら抑制用音源は後述のとおり可調整曲面パネル に置換する。エンジン、試験用セル、抑制装置用構成要素の概略図は図１に示し てあり、次の三つの節で説明する。 エンジンおよび試験用セル 特に図１を参照すると、プラット アンド ホイットニイ オブ カナダ社製ＪＴ １５Ｄ−１ターボファンエンジン１０を試験セル構成に取り付ける。ＪＴ１５Ｄ エンジンは重役用ジェット機クラスの航空機に合った寸法を備える。全長バイパ スダクトおよび最大バイパス比２．７を備える双スプールターボファンエンジン である。単一段軸方向噴流ファンを備え、このファンは２８枚のブレードと、吸 入羽根１６枚および過流防止羽根１６枚付きの遠心高圧圧縮機とを有する。吸入 口案内羽根はなく、ファン段位置での直径は０．５３ｍ（Ｄ）である。低圧スプ ールの最大回転速度は１６，０００ｒｐｍであり、高圧スプールでは３２，７６ ０ｒｐｍである。このファンの圧縮比は１．２であり、内外径比は０．４１であ る。このファンの後段の低圧ステータ組立体は、ステータ６６個を有するバイパ スダクト内の外側ステータから成る。ステータの数およびコアステータの位置だ けが実際の製造バージョンとは異なる。コアステータは製造バージョンのエンジ ンの３３枚の羽根に代わる７１枚の羽根を有する。また、この研究用エンジンに おいては、コアステータを、製造バージョンにおいてファンブレード付け根から ファンブレード付け根・翼弦間隔の０．２８倍だけ下流側にずらしてあるのに対 して、同間隔の０．６３倍だけずらしてある。 エンジン１０は吸入口１２に取り付けた流入制御装置（ＩＣＤ）１１を備える 。ＩＣＤ１１の目的は音響測定に対する地上測定のスプリアスな影響を最小に抑 えることである。地上でのエンジン静置試験に伴う大気中の乱流および地上の渦 が エンジンへの流入の収縮によって伸張され、それが非定常的で飛行中には存在し ないファン起因の強い騒音を発生する。ＩＣＤ１１は入来渦を消失させる整流構 造を備える。この整流構造は２インチの厚みを備え、同構造セルは潜在流分析か ら計算した流線と整合している。ＩＣＤ１１は圧力低下を最小にし音響伝搬損失 を無視できる程度にするように構成してある。また、音響指向性の変更はなく、 新たに設けた音源もない。さらにＩＣＤ１１は当時入手可能であった流入制御装 置よりも小型に設計した。最大直径はエンジン吸入口直径（Ｄ）の２．１倍に等 価である。この種のＩＣＤはこの場合のようにエンジンを１．３Ｄ程度までごく 近づけたとき特に重要になる。 エンジン１０は試験セル、すなわち前方部分が半無響室であってエンジン１０ の吸入口１０だけをその半無響室の中に位置づけるように壁（図示してない）で 分割した試験セルに取り付ける。半無響室の壁を厚さ３インチの音響吸収用海綿 体で覆い、これによって反響を最小にするとともにエンジン噴流からの騒音の影 響を最小にする。半無響室の一つの壁はエンジン吸入空気のために大気中に開い ている。 能動的抑制装置 ＪＴ１５Ｄエンジンは大抵の高バイパスエンジンよりもずっと騒音の少ないエ ンジンである。そこで、この騒音抑制システムの性能を示すためにエンジン内に 外乱棒のアレーを取り付けて超高バイパスエンジンでの騒音と同様の騒音を発生 させる。これら棒が励起棒、すなわちファン段１４の上流０．１９Ｄの位置で円 周沿いに等間隔で配置した励起棒１３である。非対称音響モードを励起するのに ２８本の棒を用い、スピンモードを励起するのに２７本の棒を用いた。棒１３は 外側ケーシングを貫通し噴流中にファンブレード長の２７％だけ突き出ている。 この棒からの後流がファンブレードと相互作用してその相互作用がない場合より も著しく高いレベルの音を生ずる。棒１３の目的は主音響モードを励起すること である。ＪＴ１５Ｄエンジンは大抵の高バイパスエンジンよりもずっと騒音の少 ないエンジンであるが、棒１３はこの試験において他の高バイパスエンジンと同 様の騒音を発生させる。ファンブレードと同数の２８本の棒によって平面波モー ドを主モードとして励起する。平面波モードは吸入口断面全体にわたり一様な圧 力振幅を有し、エンジン軸沿いにビーム状を成し高度に伝搬しやすい。 騒音抑制なしのエンジン騒音のスペクトラムを縦軸にとって図２に示す。この スペクトラムは三つの目立った音、すなわち約２３６０Ｈｚおよびその第１高調 波（２ＦＢＰＦ）４７２０Ｈｚのファンブレード通過周波数音、および約４１０ ０Ｈｚの高圧圧縮機のブレード通過周波数音を特徴とする。これら周波数は全速 力時の３１％の低圧スプールおよび同４６％の高圧スプールでのエンジン空回り 状態に対応する。これらの周波数は全速力時の超高バイパスエンジンにおける周 波数よりも高い。超高バイパスエンジンの通常の周波数は５００Ｈｚにより近い 。 全実験についてエンジンは空回り状態で動作させた。すなわち、上記三つの音 が可聴範囲にあり、それら関連の周波数について上記三つの音全部をコントロー ラの計算上の速度要件の範囲内に収めるようにしたのである。 フィードフォワードコントローラの必要とする基準信号はエンジンに取り付け たセンサで発生する。一つのセンサ１５はファン段１４の位置でケージングと同 一面に取り付けてある。この渦電流センサは各ファンブレードの通過を検出し、 ファンのブレード通過周波数の正確な測定を行い、発生音と相互に関係した信号 を発生する。この信号はＦＢＰＦのいくつかの高調波をも含み、それら高調波は 濾波により２ＦＢＰＦ音の基準の発生に使える。これら信号はすべて発生騒音と 相関がある。 第２の基準センサは高圧圧縮機のブレード通過周波数を生ずる必要がある。上 述のとおり、渦電流センサを設置するには、エンジンの分解が必要である。これ を避けるために、センサは副歯車箱からアクセス可能な回転計軸（図示してない ）に取り付けた。回転計軸は高圧スプールから直接に減速駆動を受ける。基準セ ンサは、高圧圧縮機ブレードの通過に各々の通過が対応する９９個の穴を有する 大歯車を駆動する歯車箱から成る。各穴の通過を表す信号を光センサで発生する 。 吸入口１２の円周上に取り付けたスピーカー１６は抑制用音源である。これら スピーカーの駆動はエンジン騒音と干渉しそれを小さくする抑制用騒音を発生す るコントローラによって行う。各ホーンに二つのスピーカー、すなわち全部で１ ２個のホーンと２４個のスピーカーを取り付ける。スピーカー１６は市販のもの で、連続１００ワット入力可能な８オーム駆動コイルを有し、２ＫＨｚから５Ｋ Ｈｚの範囲で２ｄＢ以内の平坦な周波数応答を有する。ホーンは喉部直径１．９ cmで吸入口内の流れに向かう方向に指数関数曲線状のフレアを有する。吸入口壁 におけるホーンの開口は１．９cm×７．６cmである。 誤差センサは能動的抑制用ハードウェアの最後の構成要素である。これらセン サはエンジン騒音と抑制用音源騒音との合成騒音を測定するマイクロホン１７に 代表される。エンジン騒音の特定のモードは高度の指向性を有し高度に非定常的 であり得る。慣用の直径１．２５cmのマイクロホンは、表面積のずっと大きいマ イクロホンによる場合よりも非定常的な信号を発生し、入力音圧レベルの空間的 平均値を生ずる。誤差センサは直径７．６cmの二弗化ポリビニル（ＰＶＤＦ）で 構成した。膜は平坦にし海綿状体で裏当てした。これら大面積ＰＶＤＦマイクロ ホンの各々は音圧レベルの相対的測定値を生ずる。 センサ１５からのＢＰＦ基準信号およびマイクロホン１７からの誤差信号をコ ントローラ１８に入力し、このコントローラ１８により、単一チャンネルコント ローラ用の適応型有限インパルス応答（ＦＩＲ）フィルタ１９の制御のための濾 波ｘ最小二乗平均（ＬＭＳ）アルゴリズムを実動化する。多チャンネル制御に対 しては、アルゴリズムをＦＩＲフィルタのアレーに適応させる。ＦＩＲフィルタ の出力でスピーカ１６を駆動し、ほぼ等しい振幅で逆位相の二次音場を一次音場 として発生し、それによってエンジン騒音を実効的に低減する。 能動抑制アルゴリズム 説明を明確化する目的で、濾波ｘＬＭＳ制御アルゴリズム実動化用の単一チャ ンネルコントローラのブロック図を図３に示す。プラント（すなわちエンジン） １０からの合成信号は誤差信号ｅ_k、すなわち、外乱信号ｄ_kと抑制用信号源ｙ_k に起因する信号との組合せ、すなわち ｅ_k＝ｄ_k＋ｙ_k (1) である。ここで下付き記号ｋは時点ｔ_kにおける信号サンプルを示す。抑制用音 源に起因する応答ｙ_kは、抑制用音源への入力ｕ_kの項および抑制用音源入力と誤 差センサにおけるその応答との伝達関数ｙ_kについて次のとおり置換できる。す なわち、 ｅ_k＝ｄ_k＋Ｔ_ce（ｋ）＊ｕ_k (2) ここで＊演算子は畳込みを表す。Ｔ_ce（ｋ）は因果関係ある偏移不変システムを 表し、したがって、畳込みは次の畳込み和から得られる。 抑制用音源への入力ｕｋは適応型有限インパルスレスポンス（ＦＩＲ）フィルタ で基準信号を濾波した結果の出力である。この抑制用音源への入力は ｕ_k＝Ｗ_k＊ｘ_k (4) で与えられる。ここでｗ_nはＮ次ＦＩＲフィルタの係数である。 式(4)および(2)から、誤差信号は ｅ_k＝ｄ_k＋Ｔ_ce（ｋ）＊ｗ_k＊ｘ_k (6) で与えられる。 フィードフォワードコントローラは基準信号が外乱信号にコヒーレントである 場合だけ動作できる。この場合、フィルタ出力は外乱に合致するように適応化で き、誤差信号をそれによって零に近づけることができる。 誤差信号電力の達成可能な低減の最大値はｘ_kとｄ_kとのコヒーレンスに次のよ うに関連している。すなわち、 ここで、γ_xd ²は基準信号ｘ_kと外乱信号ｄ_kとの間のコヒーレンスである。 費用関数は誤差信号を用いて次のとおり定義される。すなわち、 ｃ（ｗ_i）＝Ｅ［ｅ_k ²］ (8) ここで、Ｅ［］は期待値演算子を示す。式(5)および(6)の置換により、式(8)は となる。ＬＭＳアルゴリズムは係数ｗ_i（ｉ＝０，１，・・・Ｎ）を費用関数最 小化、すなわち誤差信号最小化に適合させる。この最小化は勾配下降法により達 成できる。式(8)の費用関数を単一の重みｗ_iについて微分すると、次式が得られ る。すなわち、 Ｔ_ce（ｋ）の評価に基づき発生する。Ｔ_ce（ｋ）の算出はシステム特定手順と呼 ぶ。濾波ｘ信号を用いたＦＩＲ係数の手法は で表される。ここで、μは収束パラメータであり、収束の安定度と割合とを支配 係数δｗ_iの変化を表す。この変化δｗ_iは、誤差信号が減少しているので、最小 値への接近とともに小さくなる。収束速度が一定であればｅ_kの減少とともにμ は増加するはずである。単一入力単一出力（ＳＩＳＯ）コントローラに対しては 純音の抑制に二係数（Ｎ＝２）ＦＩＲフィルタを要するであろう。 三チャンネル多入力多出力（ＭＩＭＯ）コントローラはＳＩＳＯシステムから 発展したものであり、図４に示してある。図１に示したＳＩＳＯコントローラに 比べてこのＭＩＭＯは複雑さが増しているだけである。音場の遠隔場に配置でき る三つの誤差センサ１７₁、１７₂および１７₃が備えてある。各抑制チャンネル が四つの連続したホーン駆動装置を制御する。濾波ｘフィルタ形成のために測定 すべき伝達関数が９個ある。このコントローラには特定用途に必要なだけのチャ ンネルを増設できる。この３チャンネルコントローラをこの実験結果を得るため に用いた。 ファン基準センサとファン音場誤差マイクロホンとの間で測定したコヒーレン スを図５に示す。この図は基本波音および第１高調波音の両方で非常に高いコヒ ーレンスを示しており、これはフィードフォワードコントローラに必須である。 高圧圧縮機側の基準センサと遠隔音場マイクロホンとの間のコヒーレンスも同様 であることが見出された。 多重音の抑制のためにコントローラ手法、すなわち多数のコントローラを並列 に、しかもそれらコントローラを各音ごとに互いに独立にそれぞれ専用に割り当 てて動作させる手法を開発した。その手法を図６に示す。各独立コントローラ２ １および２２は３チャンネルＭＩＭＯコントローラである。各コントローラは基 準情報および誤差情報を共通のセンサから各コントローラのフィルタ経由で、ま たは互いに別々のセンサ組から受ける。これらコントローラの制御出力を混合し 、抑制用音源の共通の組に送る。この手法によって、各コントローラのサンプリ ング周波数を最適化することができ、基準センサおよび誤差センサの利用におけ る柔軟性が得られる。 騒音抑制実験を次の順序で行う。システム特定を、抑制対象のＦＢＰＦ音また はその近傍の一つの周波数で音を注入することと、抑制用音源の各チャンネルお よび各誤差マイクロホンとの間の伝達関数を測定することとによって行う。この システム特定ののち、コントローラはＦＢＰＦ音が三つの誤差マイクロホン全部 で小さくなる解に収束する。次に、マイクロホンを距離３．１Ｄで１８０°回し てエンジン軸の水平面内でＦＢＰＦ音の指向性を測定する。この横方向マイクロ ホンを絶対音圧レベル測定用に較正する。いくつかの実験を行った。 ＦＢＰＦ音の抑制 ファンのブレード通過周波数２３６８Ｈｚで発生する音の抑制に３チャンネル ＭＩＭＯコントローラを用いた。大面積ＰＶＤＦを誤差マイクロホンとして用い 、吸入口リップから距離６．７Ｄに配置した。この軸方向距離の位置にマイクロ ホンをエンジン軸に対し−１２°，０°，＋１２°の角度で配置し、三つ全部が エンジン軸上の水平面にあるようにした。 この横方向マイクロホン信号をスペクトル分析器に供給し、サンプル１０個の 平均値をそのマイクロホンの振りの各位置で算出した。ＦＰＢＦ音のピークレベ ルを記録した。その結果の指向性プロットを図７に示す。音圧レベルが抑制なし の場合に比べてこのコントローラにより小さくなった減少域がある。この減少域 は−３０°から＋３０°に及び、減少のレベルは＋３０°における１．４ｄＢか ら−１０°における１６．７ｄＢの間で変動している。＋３０°よりも大きい角 度、すなわち側線領域にかけて、音圧レベルは抑圧なしの場合のレベルと対照的 にコントローラによる場合の方が高い。エンジン騒音は−３５°から＋３５°の 角度範囲で前方向きに高い指向性を示す。換言すると、このコントローラの自由 度は、抑制用音源音を側線騒音の増加を伴うことなくエンジンと同様に前方向き 角度でビーム状に発するには不十分である。この点は抑制用音源の精巧さをチャ ンネル数の増加または抑制駆動装置の設計および配置の改善により高めるに伴っ て改善されるものと期待される。 図８は大面積ＰＶＤＦマイクロホンを軸上に配置して構成したＳＩＳＯコント ローラによる同じ実験についての指向性を示す。減少域は−２０°から＋１０° までの３０°のセクタに広がり、このセクタは３チャンネルＭＩＭＯコントロー ラについての音圧レベル減少セクタ６０°の半分にすぎないセクタである。ＭＩ ＭＯコントローラおよびＳＩＳＯコントローラについての側線溢出を比較すると 抑制を１チャンネルから３チャンネルにすることによって側線溢出をかなり低減 したことが明らかである。 抑制音場の調査の間データ点をとる度ごとに、エンジン軸近傍に配置した誤差 センサ１番から読取りを行う。これによって、図９Ａ、９Ｂおよび９Ｃに示した 誤差センサ時間履歴が得られた。９分後にコントローラをオフにし、抑制なしの ＦＢＰＦ音のピークレベルにつき９分のデータを取った。次にコントローラを再 びオンにし、誤差センサ１番および３番につき抑制ありと抑制なしの両方の５分 のデータを取った。上記時間履歴は抑制維持におけるこのコントローラの堅牢さ を示し、収束解が一旦得られた後のエンジン音瞬時抑制のためのコントローラの オンオフ切換能力を示す。これらの因子はシステム特定が有効である限り有効で ある。システム特定を変えなければならないときは、コントローラは新たなシス テム特定を要し抑制の再設定のための新たな解への再収束を要する。 大面積ＰＶＤＦマイクロホンはエンジン騒音本来の非定常性のためにこの研究 用に開発した。大きい面積にわたって分布させたマイクロホンは慣用の例えば直 径１．２cmの点マイクロホンよりはこの非定常性への感度が低い。図１０はＳＩ ＳＯコントローラと−１０°に配置した一つの点誤差マイクロホンとを用いた場 合の指向性を示している。分布型マイクロホンについての図８と比較すると分布 型マイクロホンの方が低減範囲が大きいことがわかる。点マイクロホンは放射音 の局部的低減またはノッチを生ずるだけである。具体的な実動化においては、誤 差トランスデューサを航空機設計により吸入口、胴体または翼に取り付ける。 ＦＢＰＦ音および２ＦＢＰＦ音の同時抑制 可聴範囲、ＦＢＰＦ、２ＦＢＰＦおよびＨＰＢＰＦにおける三つの主要音の指 向性はエンジン軸上０°ではＦＢＰＦおよび２ＦＢＰＦが主音であることを示し ている。＋１０°以上の角度では２ＦＢＰＦがこれら三つの音の中では弱い方の 音になる。 図６の並列ＭＩＭＯ抑制構成を用いてＦＢＰＦ音および２ＦＢＰＦ音の同時抑 制を行った。三つのＰＶＤＦマイクロホンを水平面内でエンジン吸入口リップか ら６．７Ｄの位置に角度＋１０°、０°および−１０°で配置した。 ０°の横方向マイクロホンのＡ重みづけスペクトラムを抑制なしの場合につい て図１１Ａに、抑制ありの場合について図１１Ｂに示してある。コントローラを オンにするとＦＢＰＦ音は１２０ｄＢＡから１０８ｄＢＡに低下した。２ＦＢＰ Ｆ音は１１２ｄＢＡは１１２ｄＢＡから１０７ｄＢＡに低下した。前述のとおり 、０°ではＨＰＢＰＦ音はごく小さい。 ＦＢＰＦ音とＨＰＢＰＦとを同時に抑制するのに同じ抑制手法を用いた。誤差 マイクロホンを上述の実験と同様の位置に配置した。図１２Ａ、１２Ｂおよび１ ２Ｃは三つの誤差マイクロホンからのスペクトラムをそれぞれ示す。これらは２ ４００ＨｚでＦＢＰＦを抑制するコントローラで用いるために濾波する。並列抑 制手法を用いる場合は、誤差センサからの信号を各コントローラごとに異なるフ ィルタにかける。ＨＰＢＰＦ音の抑制には図１２の信号に３０００Ｈｚの付加的 な高域通過フィルタを用いる。ＦＢＰＦ音は誤差センサ位置全部において８ｄＢ および１６ｄＢの間の低減幅で抑制される。誤差センサ１番ではＨＰＢＰＦ音の レベルが他の二つの位置よりはずっと低いことに注意されたい。したがって、コ ントローラがその点における抑制のために課する努力は小さく、実際に１ｄＢ増 加する。誤差マイクロホン２および３ではＨＰＢＰＦ音はそれぞれ７ｄＢおよび １０ｄＢ低下する。 放射音場の横方向分布をＦＢＰＦ音について図１３に、ＨＰＢＰＦ音について 図１４にそれぞれ示す。これらデータは二つの音の同時抑制の過程でとった。Ｆ ＢＰＦ横方向分布は−２０°から＋５°の範囲で低減を示しており、ＦＢＰＦ音 を単独で抑制した場合ほどには良好でない。ＨＰＢＰＦ音の試験結果は−２０か ら−１５までと−２５から＋３５までの二つの範囲で低減を示している。全体的 な低減の度合いは大きくないものの側線増加は小さい。この抑制手法はここに開 示した並列抑制構成により必要な数の音に拡張適用できる。 騒音の能動的抑制の考え方が効果的であることをターボファン吸入口騒音の低 減に関する実験データにより上に示した。この多チャンネル抑制システムは、フ ァンブレード通過周波数音、ファン基本周波数の第１高調波音、高圧圧縮機のブ レード通過周波数音の抑制を実証した。遠隔音場内の単一点での１６ｄＢもの低 減が可能であり、また、エンジン軸まわりの６０°セクタもの拡大領域に対する 低減が可能である。さらに、騒音は選んだ方向について減衰させることができる 。例えば、地表に向かう方向および胴体に向かう方向について騒音を小さくする ことができる。 この多チャンネル抑制システムのいくつかの特徴が実証された。重要な特徴に は、 １．多チャンネルコントローラは全体的低減に必要な柔軟性の増大を可能にす る、 ２．本来分布型である誤差マイクロホンが局部低減を増大させる、 ３．並列コントローラ手法がもっとも柔軟性ある多数音抑制の方法を提供する 、などがある。 実験では抑制用音場の発生に用いるスピーカが大きく嵩ばり、航空機用には不 適なものであった。ファン騒音の能動的抑制を実用可能な技術にするには、この 実験で用いたスピーカを航空機用に適した音響源に置換する必要がある。その音 響源は、一次騒音場を実効的に低減するほどに強力であり、しかも寸法、重量ま たは航空機側の損失の面での禁止的な負担を伴わないものでなければならない。 したがって、小型軽量の音源が開発された。 図１５に示すとおり、抑制用音場音源は、薄い円筒状曲面パネル２５、すなわ ち一つ以上の圧電性外カトランスデューサなどの誘電歪アクチュエータ２６を表 面に取り付けたパネル２５である。エンジン吸入口曲率半径と対応する内側曲率 半径を有するこれら曲面パネルのアレーを吸入口内部に整列状態で取り付け、そ の全端部で密封し、パネル周辺での漏洩を防止するとともにパネル追加に起因す る流体力学的損失を最小にする。各パネルは抑制対象の音、例えば通常２０００ −４０００Ｈｚの基本波ブレード通過周波数の近傍の共振周波数をもつように設 計してある。 これらパネルのアレーは、特定用途における騒音低減に必要な全体的音圧レベ ル発生に適した位相および振幅を各パネルがもつように、図１６Ａおよび１６Ｂ に概括的に示すとおり、互いに独立して駆動される。周波数１８００Ｈｚ、電圧 実効値８．７５Ｖの発振電圧は１３０ｄＢの音レベルを発生させた。使用可能な パネルの最大数はパネルの物理的寸法、吸入口の円周および利用可能な軸方向の 長さおよび吸入口壁へのパネルの取付固定方法に左右される。 具体的実例で用いたパネルは６０６１アルミニウム製で、軸方向寸法６．５イ ンチ（０．１６５１メートル）、円周方向寸法５．５インチ（０．１３９７メー トル）、厚さ０．０６３インチ（０．００１６メートル）、吸入口ダクト半径対 応の内側半径０．９インチ（０．２２８６メートル）であった。そのパネルの活 性領域、すなわち無制約の領域は軸方向長さ４．０インチ（０．１０１６メート ル）、円周方向長さ３．０インチ（０．０７６２メートル）であり、その活性領 域の周縁に幅１．２５インチ（０．０３１７５メートル）の帯状部分を有する。 この帯状部分はパネルの固定のための表面領域を形成する。このパネルは基本波 周波数１７０８Ｈｚを有し、図１５に概括的に示すとおりパネル表面外側に接着 した圧電性パッチにより駆動される。 実験の結果、パネルの互いに反対側の面に互いに対称的に取り付けたアクチュ エータを用いる平坦パネル手法と違って、外側アクチュエータだけを駆動するこ とによって最大音響出力を達成できることが実証された。これは平坦パネル分析 用モデル、すなわち位相差１８０°の対駆動が音響出力を最大にすることを予測 させるモデルと全く相容れない。また、曲面パネル上の内側および外側圧電性ア クチュエータが著しく異なる音響出力レベルを生ずることが実験的に見出された 。これも平坦パネル分析モデルと矛盾するものである。これら実験結果は平面内 の動きを平面外の動きに結合するパネルの曲率に起因するものと思われる。 パネルアレーの音放射の最大応答は圧電パネルシステムの基本共振周波数で起 こるので、エンジン速度の変化のあと周波数変化を追跡するにはシステムを同調 させるのが望ましい。パネルの同調は電気的方法や機械的方法など多様の手法で 達成できる。例えば、図１５を参照すると、電気的同調方法においてはＤＣバイ アス電圧を圧電性素子２８に印加する。それによって静電的な平面内の力がパネ ル２５に生じ、そのパネルの共振周波数を変化させる。このように、ＤＣバイア スの大きさの変動が同調周波数の変化によりこのパネルシステムに「同調」をと らせる。図１８を参照すると、パネル１２５が空胴１２９を有するハウジング１ ２７に貼り付けてある。ガス供給源（図示してない）がガスを導管１３１経由で 空胴１２９に導く。可調節バルブ１３３が空胴１２９へのガスの量を調節し、空 洞内のガスがパネル１２５に対して被制御圧力をかけるようにする。パネル１２ ５の剛性はガス圧の変動とともに変動する。パネル１２５の剛性を変動させるこ とによって、そのパネルの共振周波数を変動させる。パネル同調用のガス圧手法 は航空機用ターボファンエンジンなどの用途に好ましく、圧電性アクチュエータ へのバイアス電圧印加により達成可能な値よりも大きい同調範囲を実現する。こ れ以外の機械的（非電気的）同調手法も採用できる。例えば、パネルの共振周波 数または境界条件を変動させるように変動質量をパネルに貼ることもでき、パネ ル取付けの方法をその端部で変えることもできる。上例で用いた同調は、図１５ に関連して述べたとおりＤＣバイアスを変えたり、図１８に関連して述べたとお りパネルへのガス圧を調節したりなどすることによって、エンジン吸入口騒音周 波数を追跡するためのものであり、二次音場は発振電圧の印加により発生させる 。ＤＣバイアスを用いる場合は発振電圧はそのＤＣバイアス電圧を中心として振 動する。 次に図１７を参照すると、航空機エンジン吸入口の切欠図が示してある。高レ ベル音駆動装置２７を、ターボファン２８のすぐ前段の吸入口の円周沿いに配置 してある。ターボファン２８の円周方向近傍には基準音響信号発生用の複数のブ レード通過センサ（ＢＰＳ）２９が配置してある。吸入口の前縁３０には複数の 分布誤差センサ３１が埋め込んである。これら誤差センサは点マイクロホンまた はＰＶＤＦ膜など分布型歪センサのアレーで構成できる。これらセンサは放射さ れた遠隔音場音の情報を発生する。コントローラは、エンジンの発生する特定の 音に各々が専用としてそれぞれ割り当てられたいくつかのコントローラを含む図 ６に示す形式のものである。この並列コントローラ手法により、コントローラは 同じセンサを用いながら互いに別のエンジン騒音を抑制できる。 この発明を好適な実施例について上に述べてきたが、この発明が添付請求の範 囲の真意と幅の範囲の内側で変形して実施できることは当業者に認識されよう。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 フラー，クリス アール. アメリカ合衆国 ヴァージニア州 24060 ブラックスバーグ，ノース ドライブ 801 (72)発明者 オブライエン，ウォルター エフ. アメリカ合衆国 ヴァージニア州 24060 ブラックスバーグ，カールソン ドライ ブ 1602 (72)発明者 トーマス，ラッセル エッチ. アメリカ合衆国 ヴァージニア州 24060 ブラックスバーグ，エアポート ラブ, メカニカル エンジニアリング，ブイピー アイ (72)発明者 ダンガン，メアリー イー. アメリカ合衆国 サウス カロライナ州 29662 モールデン，イー．バトラー ロ ード 782，ナンバー 1013

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．一次音場を発生する回転を伴うファン及び圧縮機を有する航空機用ガスター ビンエンジンのエンジン吸入口から出る航空機エンジン騒音を小さくする能動的 騒音抑制システムであって、 前記タービンエンジン内で前記ファンの近傍に取り付けられ基準音響信号を発 生するとともに放射音と相関のあるブレード通過周波数および高調波を検出する ブレード通過センサと、 前記一次音場に応答できるように配置され誤差音響信号を発生する分布型誤差 センサと、 前記ファンの前方の前記吸入口の内側表面に円周沿いに整列状態で取り付けら れた圧電駆動パネルのアレーから成る音響駆動手段であって、 (i) 前記内側表面に沿いその表面と合致した形状を備え、各々が内側曲率半径 、外側曲率半径およびその外側曲率半径の画する外側表面を有する複数の圧電駆 動曲面パネルと、 (ii)前記曲面パネルの各々の前記外側表面に取り付けられた一つ以上の表面歪 圧電アクチュエータ手段と を含む音響駆動手段と、 前記基準音響信号および前記誤差音響信号に応答して前記音響駆動手段の駆動 を、前記一次音場と近似的に等しい振幅で逆相の二次音場を発生しそれによって 前記エンジン騒音を実効的に小さくするように前記表面歪圧電アクチュエータ手 段を駆動することによって行う抑制手段と、 前記圧電駆動パネルの共振周波数を同調させる機械的同調手段と を含む能動的騒音抑制システム。 ２．前記機械的同調手段が前記圧電駆動パネルの剛性を選択的に変化させる手段 を含む請求項１記載の能動的騒音抑制システム。 ３．前記圧電駆動パネルの剛性を選択的に変化させる手段が前記圧電駆動パネル にガス圧力をかける手段を含む請求項２記載の能動的騒音抑制システム。 ４．騒音消去のための制御音場を発生する小型音響駆動装置であって、 内側曲率半径および外側曲率半径を有しその外側曲率半径の画する外側表面を 有する曲面パネルと、 前記消去の対象である騒音の中の音の周波数の近傍に基本波周波数をもつよう に前記曲面パネルを同調させる機械的手段と、 前記曲面パネルの前記外側表面のみに取り付けられ、前記曲面パネルに機械的 に結合されてそれに機械的動きを伝える表面歪アクチュエータ手段と、 前記表面歪アクチュエータ手段に結合されその表面歪アクチュエータを駆動し 前記基本波周波数の機械的動きを伝えて前記騒音の中の前記音の消去のための前 記制御音場を発生する電気信号発生手段と を含む小型音響駆動装置。 ５．前記機械的同調手段が前記曲面パネルの剛性を選択的に変化させる手段を含 む請求項４記載の小型音響駆動装置。 ６．前記曲面パネルの剛性を選択的に変化させる手段が前記曲面パネルにガス圧 力をかける手段を含む請求項５記載の能動的騒音抑制システム。 ７．騒音消去のための制御音場を発生する小型音響駆動装置であって、 消去すべき前記騒音の中の音の周波数の近傍に基本波周波数をもつように同調 させてあり、内側曲率半径および外側曲率半径を有しその外側曲率半径の画する 外側表面を有する曲面パネルと、 前記曲面パネルの前記外側表面のみに取り付けられ、前記曲面パネルに機械的 に結合されてそれに機械的動きを伝える表面歪アクチュエータ手段と、 前記表面歪アクチュエータ手段に結合されその表面歪アクチュエータ手段を駆 動し前記基本波周波数の機械的動きを伝えて前記騒音の中の前記音の消去のため の前記制御音場を発生させる電気信号発生手段と を含む小型音響駆動装置。 ８．制御音場を発生する小型音響駆動装置であって、 内側曲率半径および外側曲率半径を有しその外側曲率半径の画する外側表面を 有する曲面パネルと、 前記曲面パネルの前記外側表面のみに取り付けられ、前記曲面パネルに機械的 に結合されてそれに機械的動きを伝える表面歪アクチュエータ手段と、 前記表面歪アクチュエータ手段に結合されそのアクチュエータ手段を駆動し前 記曲面パネルに機械的動きを伝えて前記制御音場を発生させるとともに、前記ア クチュエータ手段の駆動を前記曲面パネルの共振周波数に近似的に等しい周波数 で行う電気信号発生手段であって、前記曲面パネルに機械的応力をかけその曲面 パネルの共振周波数を変化させるように前記アクチュエータ手段をバイアスさせ る手段をさらに含む電気信号発生手段と を含む小型音響駆動装置。 ９．一次音場を発生する回転を伴うファンおよび圧縮機を有する航空機用ガスタ ービンエンジンのエンジン吸入口から出る航空機エンジン騒音を小さくする能動 的騒音抑制システム用であって、前記ファンの前段の吸入口の内側表面に円周沿 いに取り付けられ制御音場を発生する小型音響駆動装置のアレーであって、前記 小型音響駆動装置の各々が、 消去すべき前記航空機騒音の中の音の周波数の近傍に基本波周波数をもつよう に同調させてあり、内側曲率半径および外側曲率半径を有し、外側曲率半径を有 する曲面パネルと、 前記曲面パネルの前記外側表面のみに取り付けられ、前記曲面パネルに機械的 に結合されてそれに機械的動きを伝える表面歪アクチュエータ手段と、 前記表面歪アクチュエータ手段に結合されその表面歪アクチュエータ手段を駆 動し前記基本波周波数の機械的動きを伝えて前記航空機エンジン騒音の中の前記 音の消去のための前記制御音場を発生させる電気信号発生手段と を含む小型音響駆動装置のアレー。 １０．一次音場を発生する回転を伴うファンおよび圧縮機を有する航空機用ガス タービンエンジンのエンジン吸入口から出る航空機エンジン騒音を小さくする能 動的騒音抑制システム用であって、前記ファンの前段の吸入口の内側表面に円周 沿いに取り付けられ制御音場を発生する小型音響駆動装置のアレーであって、前 記小型音響駆動装置の各々が、 消去すべき前記航空機騒音の中の音の周波数の近傍に基本波周波数をもつよう に同調させてあり、内側曲率半径および外側曲率半径を有し、外側曲率半径を有 する曲面パネルと、 前記曲面パネルの前記外側表面のみに取り付けられ、前記曲面パネルに機械的 に結合されてそれに機械的動きを伝える表面歪アクチュエータ手段と、 前記表面歪アクチュエータ手段に結合されそのアクチュエータ手段を駆動し前 記曲面パネルに機械的動きを伝えて前記制御音場を発生させるとともに、前記ア クチュエータ手段の駆動を前記曲面パネルの共振周波数に近似的に等しい周波数 で行う電気信号発生手段であって、前記曲面パネルに機械的応力をかけその曲面 パネルの共振周波数を変化させるように前記アクチュエータ手段をバイアスさせ る手段をさらに含む電気信号発生手段と を含む小型音響駆動装置のアレー。