微小型旋翼無人機噪聲適航測試研究*

夏 天，郭少杰

(1.天津電子信息職業(yè)技術學院，天津 300350； 2.中國汽車技術研究中心有限公司，天津 300300)

0 引 言

近年來，多旋翼無人機由于其輕巧、機動、靈活等特性，在各個領域有著廣泛的應用。而在一些應用場景中，例如：利用多旋翼無人機進行聲音采集、利用多旋翼無人機進行社區(qū)快遞的運送等對于多旋翼無人機的聲學特性要求非常高，有些特殊場景旋翼無人機自身的噪聲甚至決定了執(zhí)行任務的成敗。主流的無人機制造廠商已經開始對無人機噪聲進行優(yōu)化[1-3]。而對于微小型旋翼無人機的噪聲測試，國內相對較少。2018年，王兵[4]在其論文《小型無人機的仿生降噪》中提到兩種測試無人機旋翼噪聲的方法，一種是在靜音室內進行的靜態(tài)噪聲測試，另一種是在空曠的室外環(huán)境中進行的飛行噪聲測試，在國內初步提出了無人機噪聲測試的兩種簡易方法。而在國外，2010年，意大利的Marino[5]首次建立了應用于小型無人機旋翼的氣動聲學測量模型，主要針對小型旋翼無人機的旋翼聲壓級分析。2013年，英國的Sinibaldi等[6]提出了小型無人機的靜態(tài)旋翼噪聲分析實驗，這種基于靜態(tài)無人機旋翼噪聲分析試驗的方法，在后續(xù)的旋翼無人機旋翼噪聲測試中被廣泛應用與不斷改進。而在無人機噪聲適航測試方面，JARUS(Joint Authorities for Rulemaking on Unmanned Systems，無人機規(guī)章聯(lián)合制定機構)中的一些國家提出了對旋翼無人機進行噪聲適航審定測試的概念，但是具體的審定方法尚未明確。特別是對于微小型(Small & Nano)：重量小于5 kg，飛行半徑小于10 000 m，飛行時間小于1 h，飛行高度低于250 m的旋翼無人機尚未具有明確的噪聲適航審定方法[7]。

有鑒于此，筆者基于對某型微小型旋翼無人機進行噪聲適航的數據采集方法探究，采集多組實驗數據進行分析，以期待獲取相對準確的測試方法。

1 試驗依據

重點參考了《航空器型號和適航合格審定噪聲規(guī)定》以下簡稱《CCAR-36-R2》[8]和《CFR Part 36_Noise standards: Aircraft type and airworthiness certification》，以下簡稱《FAR-36》[9]。

在《CCAR-36-R2》的附件G中規(guī)定了螺旋槳小飛機和螺旋槳通勤類飛機的起飛噪聲要求。該附件主要針對螺旋槳驅動的飛機，包含無人駕駛飛機，飛越階段至少進行六次的數據記錄，且要符合環(huán)境要求?？紤]到微小型多旋翼無人機起飛重量極小，并且垂直起降的特性，與飛機起飛、飛越以及降落特性有著本質不同，故著重參考了該文件附件J中最大審定起飛重量不大于3 175 kg的直升機噪聲合格審定作為替代程序。在《FAR-36》中，重點參考該文件的附件J，該附件中也對于起飛重量不大于3 175 kg的旋翼直升機噪聲測試給出了指導性意見。

需要注意的是，微小型旋翼無人機在起飛重量和動力配置上，和直升機有著極大的差異。微小型旋翼無人機起飛重量往往在5 kg以內，并且動力裝置往往是無刷直流電機驅動旋翼，電機本體噪聲和發(fā)動機本體噪聲所帶來的噪聲等級水平也具有顯著差異[10-11]。因此，考慮到質量、驅動方式、動力裝置構型[12]以及功率等因素的巨大差異，上述針對直升機的噪聲適航測試方法，可能在某些情況下，并不適用于本文所研究的微小型旋翼無人機，需要在試驗過程中逐步調節(jié)測定參數，開創(chuàng)性探索適合于微小型旋翼無人機的飛行噪聲測試方法。

2 無人機噪聲測試試驗

2.1 環(huán)境要求

傳聲器(麥克風)周邊不能有過多吸收、反射聲波的物質，例如高大樹木、建筑等；在旋翼無人機進行試飛時，周邊不能有干擾航線的物體，若出現影響無人機偏離航線的事、物，該次測試數據作廢。氣溫在2～35 ℃之間，相對濕度在20%～95%之間，以保證1/3倍頻程中的8 kHz頻段的大氣衰減率在每100 m衰減10 dB以內。風速小于5.28 m/s，風速的測量要在距離地面1.2～10 m之間。背景噪聲必須低于無人機測試時所測得的A計權最大聲壓級15 dB(A)以上，因此，需要適當調整無人機飛行時的高度H，以使得測得的噪聲數據值有效[13]。

2.2 器材選用

選用MicW-i437L傳聲器，該傳聲器符合IEC61672二級聲級計標準，NoiseLab聲學分析軟件，如圖1所示。無人機選用微小型旋翼無人機(大疆“御Mavic 2 Pro”)，起飛重量0.907 kg，如圖2所示。

圖1 MicW-i437L傳聲器和NoiseLab軟件示意圖

2.3 飛行軌跡

利用無人機自動巡航功能，參照《FAR-36》的附件J，設定飛行高度為H=120 m，由于考慮到測試的A計權最大聲壓級數據要高于環(huán)境的背景噪聲15 dB(A)以上，才能使得噪聲數據有效，同時考慮到微小型無人機重量較輕、旋翼電機功率較小、葉尖馬赫數較低、產生噪音較低，另外進行附加的H=100 m、H=50 m、H=10 m、H=5 m高度巡航進行測試，在飛行時，自動定高飛行程序可以將飛行高度的偏差控制在上下0.5%的范圍內，在上述飛行高度的偏差下，聲音衰減幅度較小，本試驗研究將上述偏差帶來的噪聲影響值忽略[14]。另外，在無人機起飛前，將環(huán)境噪聲以A計權聲壓級進行記錄，并分析環(huán)境噪聲的頻譜圖，環(huán)境噪聲頻率多集中在2 000 Hz以下，如圖3頻譜圖所示，符合噪聲采集要求，而后再進行無人機起飛操作。進行飛行噪聲測試的軌跡示意圖，如圖4所示。

圖2 大疆“御Mavic 2 Pro”旋翼無人機 圖3 某次測試前的環(huán)境噪聲頻譜

圖4 微小型無人機飛行噪聲測試軌跡示意圖

2.4 10 dB降區(qū)間的確定

《FAR-36》附件J中規(guī)定輕型旋翼機在噪聲測量和分析時可用聲暴露級(SEL)單位進行噪聲大小的測量。在測量過程中，需要維持旋翼無人機最大功率轉速進行飛越操作，從而獲得可能的最大噪聲。而用以計算聲暴露級(SEL)的數據應該是在最大的A計權聲壓級(LAMAX)數據的范圍以內。所選取的數據范圍即為左端和右端均為LAMAX-10 dB。需要注意的是，該處的10 dB降區(qū)間和計算有效感覺噪聲級(EPNdB)的10 dB降區(qū)間有所不同[15]，如圖4中所示的“10 dB降區(qū)間”。

3 測試案例

3.1 A計權聲壓級

將不同頻率的聲壓級計權相加，得到聲音的聲壓大小，構成了聲壓級。而A計權聲壓級考慮了人耳對于不同頻率的響應水平，如果聲壓級沒有進行A計權[16]，測得的數據可能不能更為真實地反映實際人耳獲得的聲壓級大小。相應地，還有B、C和Z計權等等，本次測試選用A計權聲壓級作為測試和計算的數據基礎，測量時聲級計的動態(tài)采樣速率選擇Slow，時間間隔Δ設置為0.5 s。在集聲器進行聲壓級采集前，需要進行校準操作。

3.2 環(huán)境修正因子

環(huán)境因素對于影響室外聲音傳播的三個最常見的環(huán)境因素是風、溫度和濕度。以空氣的溫度為20 ℃，相對濕度為20%為例，衰減系數α和頻率f的關系如圖5所示。環(huán)境濕度越大，聲音衰減程度越小[17]。測試進行前，進行溫度與相對濕度記錄。

圖5 某條件下衰減系數α和頻率f的log-log曲線

3.3 聲暴露級的計算

式中：t0是基準整合時間，計算為(t2-t1)；A(t)是隨時間t變化的A計權聲壓；0是單位時間的基準聲壓級。權聲壓級計算時，可用如下公式求解：

其中LA(t)隨時間t變化的A計權聲壓級，以上兩式中t1-t2時間區(qū)間應在10 dB降區(qū)間內[18]。

為了進一步加速計算，可以采用經認證的近似算法：

SEL=LAMAX+ΔA

其中ΔA可以根據下式計算：

ΔA=10log10(T)

其中T=(t2-t1)/2，LAMAX是10 dB降區(qū)間中A計權聲壓級的最大值。

3.4 高度為120 m的飛越噪聲測試

設定旋翼無人機的垂直高度為120 m，水平飛行速度為最大功率巡航速度。測試所得數據經NoiseLab記錄并平滑處理后[19]，見圖6。

圖6 120 m高度下NoiseLab噪聲記錄界面

使用NoiseLab導出測得的噪聲數據，根據公式：

采用認證的近似算法，簡化計算過程后的數據如表1。

表1 高度為120 m的噪聲測試數據

由表1數據分析和圖6所示，明顯由于飛行高度過高，噪聲在傳播過程中衰減過大，因而無法確定10 dB降區(qū)間，同時A計權的最大聲壓級只超過環(huán)境噪聲1.7dB(A)，因此遠遠無法滿足測試條件，其余的5組試驗沒有必要再進行。對于本款微小型無人機而言，120 m的垂直飛行測試高度過高，聲音衰減過大，故無法完成該高度下的噪聲測試，因而繼續(xù)降低垂直飛行高度進行下一組測試。

3.5 高度為100 m的飛越噪聲測試

設定旋翼無人機的垂直高度為100 m，水平飛行速度為最大功率巡航速度。測試噪聲數據如表2。

測試結果與高度為120 m的結果類似，依然無法確定10 dB降區(qū)間，因此高度為100 m的距離也不適合本次微小型無人機噪聲測試。

表2 高度為100 m的噪聲測試數據

3.6 高度為50 m、10 m、5 m的飛越噪聲測試

分別設定旋翼無人機的垂直高度為50 m、10 m、5 m，水平飛行速度為最大功率巡航速度。測試噪聲數據經過計算后如表3～5所列。

表3 高度為50 m的噪聲測試數據

表4 高度為10 m的噪聲測試數據

表5 高度為5 m的噪聲測試數據

計算后的數據表明，高度為50 m的測試中，只有第2組聲暴露級未超出環(huán)境噪聲15 dB(A)以上，不滿足本文研究的測試要求，而高度為10 m、5 m的聲暴露級都滿足條件要求。至少可見，針對文中測試的微小型旋翼無人機，飛行高度在50 m以下時進行測試是相對合適的。而高度為10 m、5 m的最終算得的聲暴露級完全滿足微小型旋翼無人機噪聲適航測試的要求。

對于50 m及其以下的三組數據進行數據擬合，如圖7所示。而當飛行高度為10 m時，分析測試的10 dB降時間區(qū)間，即有效飛行時間(t2-t1)的數值如表6所示。

圖7 高度為50、10、5 m時的聲暴露級擬合比較

表6 高度為10 m的噪聲測試時間區(qū)間

4 結論與展望

對微小型無人機噪聲試驗進行探索，以《FAR-36》部中的附件J作為測試參考依據。進行了五組環(huán)境和設備均符合要求的飛行試驗，初步探究了微小型旋翼無人機噪聲適航測試時適用的高度。結果表明：

(1) 需要調整微小型旋翼無人機的飛行高度來進行試驗，否則噪聲數據受環(huán)境干擾大，數據可信度低，不可作為適航審定依據。從圖7中可以得出50 m高度測試時，數據偏差較小，但這是由于該高度下旋翼無人機噪聲衰減較多，從而未能特別有效區(qū)分無人機本身噪聲與環(huán)境的干擾噪聲。而在5 m高度測試時，10 dB降區(qū)間時間短，即測試時旋翼無人機有效飛行時間短，雖然聲暴露級在第六次測試時出現了相較于前五次明顯的偏差，但整體噪聲測試數據滿足測試要求。此次研究，受限于場地設備租用、計算過程量大、飛行報備等因素，每組高度進行了6次測試，后續(xù)可通過增加測試組數，或適當提升飛行高度來盡可能減少隨機因素對于整體噪聲數據有效性的影響。而對于飛行高度為10 m的聲暴露級數據，數據相對穩(wěn)定，旋翼無人機有效飛行時間和操作時間都相對充裕，有較強的抗干擾特性，比較適合進行噪聲適航測試。

(2) 當調整為合適的測試高度后，文中50 m以下時，數據可信。特別是在高度為10 m和5 m時，除了數據滿足高于環(huán)境噪聲規(guī)定值15 dB(A)，同時避開了環(huán)境噪聲干擾的數值，由表6可見，時間區(qū)間長度對于聲樣采集來說，處于一個較為合適的區(qū)間，為5 s左右，能夠有效減少無人機控制過程中可能出現的影響，同時也不至于采樣時間太短而增加數據失真的幾率。

綜上所述，對于微小型旋翼無人機噪聲適航測試，可以利用飛行時聲暴露級的測試方法。在飛行測試時，飛行高度對于噪聲數據采集的影響較大，本文通過對不同飛行高度的噪聲測試分析，研究了可供參考的微小型旋翼無人機噪聲測試方法，從而可以為微小型旋翼無人機噪聲測試分析研究，特別是適航測試方法的制定提供相關參考依據。