聲襯試驗段環境下航空聲學定位試驗技術研究

陳 寶, 李周復, 譚 嘯, 李元首, 邵天雙, 張 雪, 姜 濤

(中國航空工業空氣動力研究院, 哈爾濱 150001)

聲襯試驗段環境下航空聲學定位試驗技術研究

陳 寶, 李周復, 譚 嘯*, 李元首, 邵天雙, 張 雪, 姜 濤

(中國航空工業空氣動力研究院, 哈爾濱 150001)

針對在風洞閉口試驗段對C919、MA700等民機進行航空聲學定位試驗的需求，首先采用聲襯試驗段、波束形成麥克風相位陣列算法、對角移除反卷積方法和聲壓級積分方法等措施，解決閉口試驗段存在的背景噪聲較高、氣流對麥克風測量干擾問題，然后采用MA60飛機模型進行了驗證性風洞試驗。風洞試驗結果表明，聲襯試驗段有利于在閉口試驗段內安裝傳聲器相位陣列、傳聲器線陣等測量設備，同時背景噪聲較常規閉口試驗段顯著降低，降噪量達5～10dB；MA60飛機模型航空聲學定位試驗結果量級合理、規律正確，主要聲源集中在襟翼位置。這表明，在FL-9風洞閉口試驗段建立了航空聲學試驗環境和噪聲源定位試驗技術，可以承擔機體氣動噪聲定位、降噪技術驗證等民機型號研制急需的航空聲學試驗。

航空聲學；定位試驗；聲襯試驗段；風洞試驗；波束形成

0 引 言

在飛機著陸過程中，氣流與機體表面相互作用產生了不可忽略的機體噪聲，起落架、增升裝置等機體部件是主要噪聲源[1-3]。為了研究起落架、襟翼和縫翼等主要機體噪聲源的產生機理和特性，進而提供有效的降噪方法，需要在擁有優良流場品質的風洞內進行氣動聲學試驗模擬這種流動產生的噪聲，獲取噪聲源位置、頻譜、強度等信息[4-6]。

國內外研究機構在開口和閉口風洞中均進行了噪聲源定位試驗，使用傳聲器陣列和遠場傳聲器對起落架及增升裝置等主要機體噪聲源進行了測量和分析[7-9]。研究表明：開口試驗段比較易于建立自由聲場條件，但射流剪切層對中高頻噪聲散射作用比較強烈[10-12]；而閉口試驗段散射不是主要問題，中高頻數據更為可靠，但存在背景噪聲高、氣流與傳聲器之間相互作用和壁面聲反射等問題。由于國內閉口試驗段風洞資源較多，對傳統的閉口試驗段進行聲學改造并進行噪聲源定位試驗成為促進民機型號研制的有效方法。

本文利用FL-9風洞的動力段和4組拐角均進行了降噪處理，其背景噪聲在國內現有3m量級低速風洞中較低的優勢，通過采用聲襯試驗段降低試驗段背景噪聲并減弱聲反射，以建立滿足降噪措施對比驗證需要的航空聲學試驗環境。由于不同縮比尺寸模型聲學特性不同，采用基于經典波束形成噪聲源定位技術，能夠實現1～20kHz頻率范圍內機體氣動噪聲的定位。在采用透波布減小氣流對傳聲器的干擾的基礎上采用對角移除反卷積方法技術進行附面層與傳聲器干擾修正，以獲取更為精準的噪聲源定位數據。

1 FL-9風洞聲學試驗環境建立

1.1 聲襯試驗段設計

本文利用多孔材料吸聲原理，設計了可以整體插入FL-9風洞現有常規試驗段的聲襯試驗段，聲襯試驗段由收縮段、消聲段和擴散段等3個模塊組成，如圖1所示。

圖1 聲襯試驗段

收縮段內表面為流線形狀，前沿與風洞現有試驗段內表面緊密連接，后沿與消聲段內表面連接并光滑過渡；消聲段內流道截面為寬4.0m、高3.0m的切角矩形，表面為厚1.5mm、帶直徑3mm圓孔的鋼板，內部放置210mm厚的吸聲材料；擴散段內表面截面也為流線形狀，其前沿與消聲段內表面光滑過渡，后沿與風洞試驗段內表面緊密連接。

1.2 聲襯試驗段降噪效果驗證

采用在自研低噪聲支架上安裝B&K傳聲器的方法，對安裝聲襯試驗段前后風洞背景噪聲進行了測量，傳聲器安裝如圖2(a)所示。

圖2(b)給出了風速V=30、50、70m/s時風洞背景噪聲對比?？梢钥闯?，在噪聲主要頻帶500～5000Hz范圍具有較好的降噪效果，降噪量在5～10dB，在風速70m/s、頻率1000Hz時噪聲為86.7dB， 滿足氣動聲學試驗要求，可以進行模型氣動聲學試驗。

2 噪聲源定位算法

2.1 波束形成算法

波束形成算法是航空聲學定位試驗核心技術，在過去的十年中已經得以廣泛應用[13]。波束形成算法是傳統時域傅立葉譜估計方法中的一種空域簡單擴展形式，即用空域各陣元接收的數據替代傳統時域處理中的時域數據[14-16]。其最大優點是無需聲源分布的先驗信息，在所研究的模型上定義虛擬的掃描平面，如圖3所示，計算該平面上的柵格點處的波束形成輸出，輸出的最大值所在的柵格位置與聲源位置最近。

圖2 風洞背景噪聲測量

圖3 陣列平面與掃描平面示意圖

傳聲器陣列采樣方程的向量形式為：

(1)

式中：y(t)為第m個陣元的采樣值，G(x)為第m個陣元確定的格林函數，E(t)為噪聲項[19]。

在延遲-求和的經典波束形成算法中，各個通道的采樣序列將被附加一個特定的相移再進行同相疊加，使得陣列聚焦到某一格點上。對于一個格點x，經典算法給出的聲音強度估計表達式如下：

(2)

對于觀測面上的每個格點分別計算上述聲強估計值，利用這些數據畫出的色階圖就是波束形成算法的聲成像圖。

2.2 麥克風相位陣列設計

傳聲器的布局直接影響到陣列旁瓣抑制和空間抗混疊的能力。通過研究優化設計分析發現，在陣元數給定的條件下，螺旋線形陣列對于抑制旁瓣以及獲得較大的動態范圍是極其有效的[17-18]。結合螺旋線形陣列和奇數個陣元組成的圓環形陣列的優點，自主研制了110通道多臂螺旋陣列，直徑約1m，共有11條旋臂，每條旋臂上布置10個B&K 4954傳聲器，如圖4所示陣元分布圖。

圖4 麥克風陣列示意圖

采用點擴散函數(Point Spread Function，簡稱PSF)進行聲源模擬和陣列性能分析。圖5給出了陣列波束圖像，表1給出了聲源距離陣列中心1m時陣列-3dB束寬和動態范圍等性能參數，可以看出，在頻率5 000Hz時束寬為0.073 8m，說明陣列具有較強的低頻分辨能力，動態范圍達到16.92dB，說明陣列設計中高頻旁瓣抑制效果較好。

圖5 陣列波束圖像(5000Hz)

f/kHz2．551020?3dBwidth/m0．14740．07380．03690．0184range/dB?17．03?16．92?14．56?12．75

3 數據處理與修正方法

3.1 風洞背景噪聲修正方法

風洞試驗中，傳聲器測量的噪聲信號包含模型自身氣動噪聲(感興趣的待測量)、反射聲、風洞背景噪聲和氣流對傳聲器作用產生的干擾聲等，后3者都是需要修正掉的干擾項。

本文采用差量法進行背景噪聲修正，即采用帶模型時測量結果扣除空風洞相應風速下的背景噪聲。這樣在波束形成結果中減去背景噪聲的影響，可以使機體噪聲源定位更準確。將背景噪聲本身的陣列采樣記為yG(t)(字母“G”代表背景噪聲)，噪聲環境中聲源的采樣記為yF(t)(字母“F”代表聲源噪聲)，并分別計算它們的協方差矩陣：

(3)

上式為陣列的協方差矩陣，它的元素可表示為：

(4)

上標*代表復數的共軛。這樣，去除背景噪聲之后的波束形成結果為：

(5)

3.2 氣流與傳聲器干擾修正方法

在聲襯閉口試驗段中進行航空聲學試驗，麥克風通常是暴露于氣流中與洞壁平齊安裝的，氣流沖擊麥克風產生聲壓擾動，同時湍流邊界層引起的流體壓力脈動，這些干擾量亦成麥克風自身噪聲，需要進行修正。 由于麥克風測得的自身噪聲與模型氣動噪聲互不相關，只表現在自功率上，而不表現在互功率上?；プV矩陣主對角線上的元素，即麥克風自身噪聲信號的自功率，不包含任何相位信息，因此對于陣列性能并不重要，而實際上很多情況下自功率會對每個掃描位置上聲源級的重構產生影響，其中的風噪聲分量將引起聲源圖中噪聲基底的產生，增大實際聲源檢測的難度。因此，采用波束形成計算時將互譜矩陣主對角線上元素去除的方法來進行麥克風自噪聲修正。

4 MA60飛機模型試驗驗證

4.1 試驗模型與設備

本次驗證試驗在中國航空工業空氣動力研究院FL-9低速增壓風洞進行，該風洞為單回路連續式閉口風洞，聲襯試驗段截面尺寸為4.0m×3.0m，長度5.5m，最大風速為80m/s。

試驗采用典型民機縮比模型，通過背撐機構安裝在風洞試驗段。通過改變迎角和襟翼偏角，模擬不同飛行狀態，迎角范圍為0°～11.6°，試驗風速為V=30、40、50、60、70、80m/s。為了研究起落架和增升裝置的噪聲特性，模型采用單獨安裝起落架、襟翼偏角15°和襟翼偏角30°等多種構型。

采用110通道陣列，陣列安裝在模型右機翼下方，如圖6所示，與襟翼轉軸垂直距離1.6m，陣列中心距模型中軸線0.56m。以陣列中心為原點建立坐標系，取流場方向為x軸，翼展方向為y軸，垂直陣列表面方向為z軸。陣列表面覆蓋Kevlar材料，與風洞上壁面齊平，可以減小附面層對傳聲器的干擾。

圖6 模型及陣列安裝

采集系統為自研高速數據采集設備和軟件，核心是NI PXIe-1075多通道數據采集器，采樣率最高可達200kHz。數據采集軟件可以進行數據塊與采樣率的設置，完成110通道并行數據采集與分布存儲。

圖7 PXIe多通道數據采集器

4.2 背景噪聲修正試驗結果

圖8(a)和(b)為迎角0°，襟翼偏角30°，風速V=70m/s，頻率為2500Hz時背景噪聲修正前后的波束形成結果。

圖8 背景噪聲影響修正結果

對比分析可知，去除背景噪聲前后的波束形成得到聲壓級相對分布變化較小，說明增加聲襯試驗段后，具有較高的信噪比，一定頻帶范圍內背景噪聲對測量結果影響可以忽略。

4.3 麥克風自噪聲修正試驗結果

圖9為對應圖8(b)去除背景噪聲并對角移除后的計算結果?？梢钥闯?，經過對角移除去除附面層對傳聲器信號的干擾后，旁瓣明顯降低，可以得到更清晰的聲壓級云圖。

圖9 對角移除的波束形成計算結果

4.4 機體噪聲特性試驗結果

圖10給出了模型迎角4°，襟翼偏角30°時不同風速下全機氣動噪聲頻譜，可以看出不同風速下的噪聲頻譜趨勢相似，噪聲聲壓級隨著風速的增加而增大。

圖10 不同風速下全機氣動噪聲頻譜(迎角4°，襟翼偏角30°)

圖11給出了風速70m/s，襟翼偏角30°時不同迎角下全機氣動噪聲頻譜，可以看出頻率在20～2 000Hz范圍時，隨著迎角的增加，脫落渦與主翼后緣相互作用變得劇烈，噪聲聲壓級增大。

圖11 不同迎角全機氣動噪聲頻譜(風速70m/s，襟翼偏角30°)

進一步對襟翼邊緣劃分區域積分，以得到掃描平面(聲源平面)的積分聲壓級數據，圖12和13給出了計算結果?？梢钥闯?，襟翼邊緣噪聲隨著模型迎角的增加而增大，這與迎角增大旋渦和分離加劇這一空氣動力學基本規律相一致[20-21]。

圖12 外襟翼邊緣積分區域劃分

圖13 不同迎角下襟翼邊緣噪聲特性

5 結 論

為了滿足在傳統的閉口風洞進行航空聲學定位試驗的需求，研發了適用于FL-9低速增壓風洞的聲襯試驗段、陣列測量系統和數據分析軟件。由安裝聲襯試驗段前后的背景噪聲測量結果、采用典型民機模型進行航空聲學定位試驗結果，可以得到如下基本結論：

(1) 聲襯試驗段降噪效果顯著，使FL-9風洞形成航空聲學定位試驗環境，可以應用于全機機體、起落架、增升裝置等部件航空聲學定位試驗；

(2) 采用的風洞背景噪聲修正、麥克風自噪聲等修正方法是有效、合理的，與自主研發的麥克風相位陣列、定位數據處理程序一起形成較為成熟的聲襯閉口試驗段航空聲學定位試驗技術。

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(編輯：張巧蕓)

Investigation of aeroacoustic localization technique in lining test section

Chen Bao, Li Zhoufu, Tan Xiao*, Li Yuanshou, Shao Tianshuang, Zhang Xue, Jiang Tao

(AVIC Aerodynamics Research Institute, Harbin 150001, China)

To meet the requirement of aeroacoustic localization experiment for civil aircrafts like C919 and MA700 in aero-acoustic wind tunnel tests, a liner test section featuring phased array beamforming algorithm and diagonal removal deconvolution was adopted to deal with the high background noise and flow interference to microphones in the closed test section.MA60 model test was carried out for validation. Test results show that the acoustic liner is in favour of microphone phased array and line array installation in the closed test section, and the background noise is reduced to be about 5～10dB which is lower than that in traditional closed test sections. The sound pressure level and trend found in the localization tests are reasonable. Judging from the results, FL9 is capable of locating source and taking aeroacoustic experiments of airframe source localization, noise reduction technique validation in the development of civil aircrafts.

aeroacoustics;source localization;lining test section;experiment in wind tunnel;beamforming

1672-9897(2015)05-0078-06

10.11729/syltlx20150035

2015-03-07;

2015-07-31

ChenB,LiZF,TanX,etal.Investigationofaeroacousticlocalizationtechniqueinliningtestsection.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(5): 78-83. 陳 寶, 李周復, 譚 嘯, 等. 聲襯試驗段環境下航空聲學定位試驗技術研究. 實驗流體力學, 2015, 29(5): 78-83.

O429

A

陳 寶(1978-)，男，黑龍江海倫人，研究員。研究方向：航空聲學。通信地址：黑龍江省哈爾濱市南崗區—曼街2號中國航空工業空氣動力研究院(150001)。E-mail: cariachen@163.com

*通信作者 E-mail: cat333cat@163.com