聲襯試驗(yàn)段環(huán)境下航空聲學(xué)定位試驗(yàn)技術(shù)研究

陳 寶, 李周復(fù), 譚 嘯, 李元首, 邵天雙, 張 雪, 姜 濤

(中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 哈爾濱 150001)

聲襯試驗(yàn)段環(huán)境下航空聲學(xué)定位試驗(yàn)技術(shù)研究

陳 寶, 李周復(fù), 譚 嘯*, 李元首, 邵天雙, 張 雪, 姜 濤

(中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 哈爾濱 150001)

針對(duì)在風(fēng)洞閉口試驗(yàn)段對(duì)C919、MA700等民機(jī)進(jìn)行航空聲學(xué)定位試驗(yàn)的需求，首先采用聲襯試驗(yàn)段、波束形成麥克風(fēng)相位陣列算法、對(duì)角移除反卷積方法和聲壓級(jí)積分方法等措施，解決閉口試驗(yàn)段存在的背景噪聲較高、氣流對(duì)麥克風(fēng)測(cè)量干擾問題，然后采用MA60飛機(jī)模型進(jìn)行了驗(yàn)證性風(fēng)洞試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，聲襯試驗(yàn)段有利于在閉口試驗(yàn)段內(nèi)安裝傳聲器相位陣列、傳聲器線陣等測(cè)量設(shè)備，同時(shí)背景噪聲較常規(guī)閉口試驗(yàn)段顯著降低，降噪量達(dá)5～10dB；MA60飛機(jī)模型航空聲學(xué)定位試驗(yàn)結(jié)果量級(jí)合理、規(guī)律正確，主要聲源集中在襟翼位置。這表明，在FL-9風(fēng)洞閉口試驗(yàn)段建立了航空聲學(xué)試驗(yàn)環(huán)境和噪聲源定位試驗(yàn)技術(shù)，可以承擔(dān)機(jī)體氣動(dòng)噪聲定位、降噪技術(shù)驗(yàn)證等民機(jī)型號(hào)研制急需的航空聲學(xué)試驗(yàn)。

航空聲學(xué)；定位試驗(yàn)；聲襯試驗(yàn)段；風(fēng)洞試驗(yàn)；波束形成

0 引 言

在飛機(jī)著陸過程中，氣流與機(jī)體表面相互作用產(chǎn)生了不可忽略的機(jī)體噪聲，起落架、增升裝置等機(jī)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(jī)體噪聲源的產(chǎn)生機(jī)理和特性，進(jìn)而提供有效的降噪方法，需要在擁有優(yōu)良流場(chǎng)品質(zhì)的風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)行氣動(dòng)聲學(xué)試驗(yàn)?zāi)M這種流動(dòng)產(chǎn)生的噪聲，獲取噪聲源位置、頻譜、強(qiáng)度等信息[4-6]。

國內(nèi)外研究機(jī)構(gòu)在開口和閉口風(fēng)洞中均進(jìn)行了噪聲源定位試驗(yàn)，使用傳聲器陣列和遠(yuǎn)場(chǎng)傳聲器對(duì)起落架及增升裝置等主要機(jī)體噪聲源進(jìn)行了測(cè)量和分析[7-9]。研究表明：開口試驗(yàn)段比較易于建立自由聲場(chǎng)條件，但射流剪切層對(duì)中高頻噪聲散射作用比較強(qiáng)烈[10-12]；而閉口試驗(yàn)段散射不是主要問題，中高頻數(shù)據(jù)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(nèi)閉口試驗(yàn)段風(fēng)洞資源較多，對(duì)傳統(tǒng)的閉口試驗(yàn)段進(jìn)行聲學(xué)改造并進(jìn)行噪聲源定位試驗(yàn)成為促進(jìn)民機(jī)型號(hào)研制的有效方法。

本文利用FL-9風(fēng)洞的動(dòng)力段和4組拐角均進(jìn)行了降噪處理，其背景噪聲在國內(nèi)現(xiàn)有3m量級(jí)低速風(fēng)洞中較低的優(yōu)勢(shì)，通過采用聲襯試驗(yàn)段降低試驗(yàn)段背景噪聲并減弱聲反射，以建立滿足降噪措施對(duì)比驗(yàn)證需要的航空聲學(xué)試驗(yàn)環(huán)境。由于不同縮比尺寸模型聲學(xué)特性不同，采用基于經(jīng)典波束形成噪聲源定位技術(shù)，能夠?qū)崿F(xiàn)1～20kHz頻率范圍內(nèi)機(jī)體氣動(dòng)噪聲的定位。在采用透波布減小氣流對(duì)傳聲器的干擾的基礎(chǔ)上采用對(duì)角移除反卷積方法技術(shù)進(jìn)行附面層與傳聲器干擾修正，以獲取更為精準(zhǔn)的噪聲源定位數(shù)據(jù)。

1 FL-9風(fēng)洞聲學(xué)試驗(yàn)環(huán)境建立

1.1 聲襯試驗(yàn)段設(shè)計(jì)

本文利用多孔材料吸聲原理，設(shè)計(jì)了可以整體插入FL-9風(fēng)洞現(xiàn)有常規(guī)試驗(yàn)段的聲襯試驗(yàn)段，聲襯試驗(yàn)段由收縮段、消聲段和擴(kuò)散段等3個(gè)模塊組成，如圖1所示。

圖1 聲襯試驗(yàn)段

收縮段內(nèi)表面為流線形狀，前沿與風(fēng)洞現(xiàn)有試驗(yàn)段內(nèi)表面緊密連接，后沿與消聲段內(nèi)表面連接并光滑過渡；消聲段內(nèi)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(nèi)部放置210mm厚的吸聲材料；擴(kuò)散段內(nèi)表面截面也為流線形狀，其前沿與消聲段內(nèi)表面光滑過渡，后沿與風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)表面緊密連接。

1.2 聲襯試驗(yàn)段降噪效果驗(yàn)證

采用在自研低噪聲支架上安裝B&K傳聲器的方法，對(duì)安裝聲襯試驗(yàn)段前后風(fēng)洞背景噪聲進(jìn)行了測(cè)量，傳聲器安裝如圖2(a)所示。

圖2(b)給出了風(fēng)速V=30、50、70m/s時(shí)風(fēng)洞背景噪聲對(duì)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(fēng)速70m/s、頻率1000Hz時(shí)噪聲為86.7dB， 滿足氣動(dòng)聲學(xué)試驗(yàn)要求，可以進(jìn)行模型氣動(dòng)聲學(xué)試驗(yàn)。

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(xué)定位試驗(yàn)核心技術(shù)，在過去的十年中已經(jīng)得以廣泛應(yīng)用[13]。波束形成算法是傳統(tǒng)時(shí)域傅立葉譜估計(jì)方法中的一種空域簡(jiǎn)單擴(kuò)展形式，即用空域各陣元接收的數(shù)據(jù)替代傳統(tǒng)時(shí)域處理中的時(shí)域數(shù)據(jù)[14-16]。其最大優(yōu)點(diǎn)是無需聲源分布的先驗(yàn)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(jì)算該平面上的柵格點(diǎn)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(fēng)洞背景噪聲測(cè)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(gè)陣元的采樣值，G(x)為第m個(gè)陣元確定的格林函數(shù)，E(t)為噪聲項(xiàng)[19]。

在延遲-求和的經(jīng)典波束形成算法中，各個(gè)通道的采樣序列將被附加一個(gè)特定的相移再進(jìn)行同相疊加，使得陣列聚焦到某一格點(diǎn)上。對(duì)于一個(gè)格點(diǎn)x，經(jīng)典算法給出的聲音強(qiáng)度估計(jì)表達(dá)式如下：

(2)

對(duì)于觀測(cè)面上的每個(gè)格點(diǎn)分別計(jì)算上述聲強(qiáng)估計(jì)值，利用這些數(shù)據(jù)畫出的色階圖就是波束形成算法的聲成像圖。

2.2 麥克風(fēng)相位陣列設(shè)計(jì)

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?jī)?yōu)化設(shè)計(jì)分析發(fā)現(xiàn)，在陣元數(shù)給定的條件下，螺旋線形陣列對(duì)于抑制旁瓣以及獲得較大的動(dòng)態(tài)范圍是極其有效的[17-18]。結(jié)合螺旋線形陣列和奇數(shù)個(gè)陣元組成的圓環(huán)形陣列的優(yōu)點(diǎn)，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(gè)B&K 4954傳聲器，如圖4所示陣元分布圖。

圖4 麥克風(fēng)陣列示意圖

采用點(diǎn)擴(kuò)散函數(shù)(Point Spread Function，簡(jiǎn)稱PSF)進(jìn)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(shí)陣列-3dB束寬和動(dòng)態(tài)范圍等性能參數(shù)，可以看出，在頻率5 000Hz時(shí)束寬為0.073 8m，說明陣列具有較強(qiáng)的低頻分辨能力，動(dòng)態(tài)范圍達(dá)到16.92dB，說明陣列設(shè)計(jì)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(shù)據(jù)處理與修正方法

3.1 風(fēng)洞背景噪聲修正方法

風(fēng)洞試驗(yàn)中，傳聲器測(cè)量的噪聲信號(hào)包含模型自身氣動(dòng)噪聲(感興趣的待測(cè)量)、反射聲、風(fēng)洞背景噪聲和氣流對(duì)傳聲器作用產(chǎn)生的干擾聲等，后3者都是需要修正掉的干擾項(xiàng)。

本文采用差量法進(jìn)行背景噪聲修正，即采用帶模型時(shí)測(cè)量結(jié)果扣除空風(fēng)洞相應(yīng)風(fēng)速下的背景噪聲。這樣在波束形成結(jié)果中減去背景噪聲的影響，可以使機(jī)體噪聲源定位更準(zhǔn)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(huán)境中聲源的采樣記為yF(t)(字母“F”代表聲源噪聲)，并分別計(jì)算它們的協(xié)方差矩陣：

(3)

上式為陣列的協(xié)方差矩陣，它的元素可表示為：

(4)

上標(biāo)*代表復(fù)數(shù)的共軛。這樣，去除背景噪聲之后的波束形成結(jié)果為：

(5)

3.2 氣流與傳聲器干擾修正方法

在聲襯閉口試驗(yàn)段中進(jìn)行航空聲學(xué)試驗(yàn)，麥克風(fēng)通常是暴露于氣流中與洞壁平齊安裝的，氣流沖擊麥克風(fēng)產(chǎn)生聲壓擾動(dòng)，同時(shí)湍流邊界層引起的流體壓力脈動(dòng)，這些干擾量亦成麥克風(fēng)自身噪聲，需要進(jìn)行修正。 由于麥克風(fēng)測(cè)得的自身噪聲與模型氣動(dòng)噪聲互不相關(guān)，只表現(xiàn)在自功率上，而不表現(xiàn)在互功率上?；プV矩陣主對(duì)角線上的元素，即麥克風(fēng)自身噪聲信號(hào)的自功率，不包含任何相位信息，因此對(duì)于陣列性能并不重要，而實(shí)際上很多情況下自功率會(huì)對(duì)每個(gè)掃描位置上聲源級(jí)的重構(gòu)產(chǎn)生影響，其中的風(fēng)噪聲分量將引起聲源圖中噪聲基底的產(chǎn)生，增大實(shí)際聲源檢測(cè)的難度。因此，采用波束形成計(jì)算時(shí)將互譜矩陣主對(duì)角線上元素去除的方法來進(jìn)行麥克風(fēng)自噪聲修正。

4 MA60飛機(jī)模型試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c設(shè)備

本次驗(yàn)證試驗(yàn)在中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-9低速增壓風(fēng)洞進(jìn)行，該風(fēng)洞為單回路連續(xù)式閉口風(fēng)洞，聲襯試驗(yàn)段截面尺寸為4.0m×3.0m，長(zhǎng)度5.5m，最大風(fēng)速為80m/s。

試驗(yàn)采用典型民機(jī)縮比模型，通過背撐機(jī)構(gòu)安裝在風(fēng)洞試驗(yàn)段。通過改變迎角和襟翼偏角，模擬不同飛行狀態(tài)，迎角范圍為0°～11.6°，試驗(yàn)風(fēng)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(dú)安裝起落架、襟翼偏角15°和襟翼偏角30°等多種構(gòu)型。

采用110通道陣列，陣列安裝在模型右機(jī)翼下方，如圖6所示，與襟翼轉(zhuǎn)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(diǎn)建立坐標(biāo)系，取流場(chǎng)方向?yàn)閤軸，翼展方向?yàn)閥軸，垂直陣列表面方向?yàn)閦軸。陣列表面覆蓋Kevlar材料，與風(fēng)洞上壁面齊平，可以減小附面層對(duì)傳聲器的干擾。

圖6 模型及陣列安裝

采集系統(tǒng)為自研高速數(shù)據(jù)采集設(shè)備和軟件，核心是NI PXIe-1075多通道數(shù)據(jù)采集器，采樣率最高可達(dá)200kHz。數(shù)據(jù)采集軟件可以進(jìn)行數(shù)據(jù)塊與采樣率的設(shè)置，完成110通道并行數(shù)據(jù)采集與分布存儲(chǔ)。

圖7 PXIe多通道數(shù)據(jù)采集器

4.2 背景噪聲修正試驗(yàn)結(jié)果

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

圖8 背景噪聲影響修正結(jié)果

對(duì)比分析可知，去除背景噪聲前后的波束形成得到聲壓級(jí)相對(duì)分布變化較小，說明增加聲襯試驗(yàn)段后，具有較高的信噪比，一定頻帶范圍內(nèi)背景噪聲對(duì)測(cè)量結(jié)果影響可以忽略。

4.3 麥克風(fēng)自噪聲修正試驗(yàn)結(jié)果

圖9為對(duì)應(yīng)圖8(b)去除背景噪聲并對(duì)角移除后的計(jì)算結(jié)果。可以看出，經(jīng)過對(duì)角移除去除附面層對(duì)傳聲器信號(hào)的干擾后，旁瓣明顯降低，可以得到更清晰的聲壓級(jí)云圖。

圖9 對(duì)角移除的波束形成計(jì)算結(jié)果

4.4 機(jī)體噪聲特性試驗(yàn)結(jié)果

圖10給出了模型迎角4°，襟翼偏角30°時(shí)不同風(fēng)速下全機(jī)氣動(dòng)噪聲頻譜，可以看出不同風(fēng)速下的噪聲頻譜趨勢(shì)相似，噪聲聲壓級(jí)隨著風(fēng)速的增加而增大。

圖10 不同風(fēng)速下全機(jī)氣動(dòng)噪聲頻譜(迎角4°，襟翼偏角30°)

圖11給出了風(fēng)速70m/s，襟翼偏角30°時(shí)不同迎角下全機(jī)氣動(dòng)噪聲頻譜，可以看出頻率在20～2 000Hz范圍時(shí)，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(jí)增大。

圖11 不同迎角全機(jī)氣動(dòng)噪聲頻譜(風(fēng)速70m/s，襟翼偏角30°)

進(jìn)一步對(duì)襟翼邊緣劃分區(qū)域積分，以得到掃描平面(聲源平面)的積分聲壓級(jí)數(shù)據(jù)，圖12和13給出了計(jì)算結(jié)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(dòng)力學(xué)基本規(guī)律相一致[20-21]。

圖12 外襟翼邊緣積分區(qū)域劃分

圖13 不同迎角下襟翼邊緣噪聲特性

5 結(jié) 論

為了滿足在傳統(tǒng)的閉口風(fēng)洞進(jìn)行航空聲學(xué)定位試驗(yàn)的需求，研發(fā)了適用于FL-9低速增壓風(fēng)洞的聲襯試驗(yàn)段、陣列測(cè)量系統(tǒng)和數(shù)據(jù)分析軟件。由安裝聲襯試驗(yàn)段前后的背景噪聲測(cè)量結(jié)果、采用典型民機(jī)模型進(jìn)行航空聲學(xué)定位試驗(yàn)結(jié)果，可以得到如下基本結(jié)論：

(1) 聲襯試驗(yàn)段降噪效果顯著，使FL-9風(fēng)洞形成航空聲學(xué)定位試驗(yàn)環(huán)境，可以應(yīng)用于全機(jī)機(jī)體、起落架、增升裝置等部件航空聲學(xué)定位試驗(yàn)；

(2) 采用的風(fēng)洞背景噪聲修正、麥克風(fēng)自噪聲等修正方法是有效、合理的，與自主研發(fā)的麥克風(fēng)相位陣列、定位數(shù)據(jù)處理程序一起形成較為成熟的聲襯閉口試驗(yàn)段航空聲學(xué)定位試驗(yàn)技術(shù)。

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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(fù), 譚 嘯, 等. 聲襯試驗(yàn)段環(huán)境下航空聲學(xué)定位試驗(yàn)技術(shù)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 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(xué)。通信地址：黑龍江省哈爾濱市南崗區(qū)—曼街2號(hào)中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院(150001)。E-mail: cariachen@163.com

*通信作者 E-mail: cat333cat@163.com