基于聲壓匹配法的飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)研究

中圖分類號(hào)：V217 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A DOI：10.16385/j.cnki.issn.1004-4523.202311053

摘要：在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境中對(duì)飛機(jī)實(shí)際飛行過程中的艙內(nèi)聲場(chǎng)環(huán)境進(jìn)行重構(gòu)，可以為飛機(jī)艙內(nèi)聲環(huán)境分析、主觀評(píng)價(jià)以及降噪設(shè)計(jì)等提供參考。本文基于聲壓匹配法，運(yùn)用基于L-曲線法的正則化方法解決病態(tài)矩陣求逆問題，并通過仿真算例證明了其在解決病態(tài)問題和提高重構(gòu)精度方面的有效性。自主設(shè)計(jì)和搭建了飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)系統(tǒng)。開展運(yùn)輸類飛機(jī)飛行試驗(yàn)，實(shí)測(cè)典型飛行狀態(tài)下的駕駛員耳位處噪聲，并將其作為目標(biāo)聲場(chǎng)。采用聲壓匹配法，通過飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了飛行全剖面聲場(chǎng)重構(gòu)。聲場(chǎng)重構(gòu)試驗(yàn)和主觀評(píng)價(jià)試驗(yàn)表明，1/3倍頻帶各頻帶內(nèi)重構(gòu)誤差均在3dB（A）內(nèi)，且主觀聽覺逼真度和還原度較高，為后續(xù)開展飛機(jī)艙內(nèi)聲環(huán)境分析與主觀評(píng)價(jià)提供了支撐。

Reconstructionofsoundfieldinaircraftcabinbasedon sound pressure matching method

FAN Gaoyu1， SONG Yahui ^1，2 ， ZHAO Yuanming1，LI Xiaolu1， ZHANG Xiaoliang1，HOUHong？ （1.Institute of Aircraft Flight Test Technology，Chinese Flight Test Establishment，Xi'an 71O029，China; 2.School of Aeronautics，NorthwesternPolytechnical University，Xi'an 71Oo72，China； 3.School of Marine Scienceand Technology，Northwestern Polytechnical University，Xi'an 71Oo72，China）

Abstract：Reconstructing thesoundfieldenvironmentinsidetheaircraftcabinduringactualfightinalaboratoryenvironmetcan provideameans foranalyzing theacoustic environment inside theaircraftcabin，subjectiveevaluation，and noisereductiondesign. Basedonthe principleofsound pressure matching，this paperadopts aregularizationmethodbasedontheL-curve methodto solve theproblemofinversetransformationofillconditionedmatrices.Theefectivenessofthemethodinsolvingillconditioedprob lemsandimprovingreconstructionacuracyisdemonstrated throughsimulationexamples.Independentlydesignedandbuiltanair craftcabinsoundfieldreconstructionsystem.Conductflighttestsontransportaircraft，measure thenoiseatthepilot’searposition undertypicalflightconditions，anduseitasthetargetsoundfield.Byusingthesoundpressurematching metod，thfulflightpro filesoundfieldreconstructionwasachieved through theaircraftcabinsound fieldreconstructionsystem.Through soundfieldecon structionexperimentsandsubjectiveevaluationexperiments，tshowsthatthereconstructionerorineachfrequencybandofthe one-thirdoctavebandiswithin3dB（A），andthesubjectiveauditoryfideltyandrestorationarerelativelyhigh，providingsupport for subsequent analysis and subjective evaluation of the aircraft cabin acoustic environment.

Keywords：soundpressure matching method;cabinsound field;soundfieldreconstruction;subjectiveevaluation;transportairraf

聲場(chǎng)重構(gòu)是指在三維空間中通過揚(yáng)聲器陣列對(duì)目標(biāo)聲場(chǎng)的時(shí)間、頻率和空間特性進(jìn)行還原的一種技術(shù)[]。目前該技術(shù)已被廣泛應(yīng)用于高鐵、汽車、聲學(xué)產(chǎn)品、建筑、航空航天等多個(gè)行業(yè)和領(lǐng)域[2-5]。

在航空領(lǐng)域，尤其是對(duì)于運(yùn)輸類飛機(jī)，艙內(nèi)噪聲直接影響機(jī)組的人員工效性和乘員的乘坐舒適度，但由于開展試飛成本昂貴、艙內(nèi)聲場(chǎng)測(cè)試難度大，艙內(nèi)聲環(huán)境的測(cè)試、分析與評(píng)價(jià)存在難點(diǎn)。

而通過聲場(chǎng)重構(gòu)技術(shù)可以將飛機(jī)實(shí)際飛行狀態(tài)下的艙內(nèi)聲場(chǎng)在地面實(shí)驗(yàn)室環(huán)境中進(jìn)行高度還原和復(fù)現(xiàn)，從而直接支撐高逼真度飛行模擬器的設(shè)計(jì)研制，提高空勤人員培訓(xùn)和飛行模擬訓(xùn)練的效果。同時(shí)，對(duì)重構(gòu)聲場(chǎng)進(jìn)行分析和研究，可以為飛機(jī)艙內(nèi)聲環(huán)境主觀評(píng)價(jià)、降噪技術(shù)探索提供參考。

目前，常用的聲場(chǎng)重構(gòu)方法主要是波場(chǎng)合成法、高階波疊加法以及聲壓匹配法。聲壓匹配法針對(duì)給定的揚(yáng)聲器分布及重構(gòu)點(diǎn)位置，建立線性方程組，然后在最小二乘意義下求解方程組，使得重構(gòu)聲壓與傳聲器陣列測(cè)量的聲壓能夠很好地吻合和匹配[6-8]。

相較于波場(chǎng)合成方法和高階諧波疊加方法，聲壓匹配法不受揚(yáng)聲器位置和傳聲器陣列形式限制，實(shí)現(xiàn)較為簡(jiǎn)便，具有較強(qiáng)的適用性。當(dāng)然，此方法中的線性方程組有可能是病態(tài)的，對(duì)測(cè)量噪聲非常敏感，因此需要特定的正則化技術(shù)以確保求解的穩(wěn)定性。此外，最小二乘意義下的解向量雖然能夠保證測(cè)量點(diǎn)聲場(chǎng)重構(gòu)的精度，但其他區(qū)域的重構(gòu)精度會(huì)降低。

國(guó)外對(duì)聲場(chǎng)重構(gòu)技術(shù)的探索和研究起步于20世紀(jì)90年代，KIRKEBY等9首次提出了聲壓匹配法對(duì)平面波聲場(chǎng)進(jìn)行重構(gòu)。NELSON等[提出了一種多通道聲場(chǎng)重構(gòu)系統(tǒng)中擬濾波器的設(shè)計(jì)方法。RADMANESH等[]對(duì)聲壓匹配法在窄帶聲場(chǎng)重放時(shí)的性能進(jìn)行了研究。

國(guó)內(nèi)對(duì)聲場(chǎng)重構(gòu)的研究相比于國(guó)外起步較晚。陳進(jìn)等[12]提出了基于Helmholtz方程和最小二乘法的聲場(chǎng)重構(gòu)方法。李申廣[13使用聲壓匹配法對(duì)汽車車內(nèi)噪聲進(jìn)行了重構(gòu)和復(fù)現(xiàn)。廖祥凝等[14使用聲壓匹配法對(duì)不同工況下汽車副駕駛位置的聲場(chǎng)進(jìn)行重構(gòu)。張旭[15提出了一種基于直接尋優(yōu)法的復(fù)合形法，以解決最小二乘法重建算法中的病態(tài)矩陣問題。崔廣智[16引入非線性規(guī)劃計(jì)算方法，對(duì)揚(yáng)聲器驅(qū)動(dòng)信號(hào)的功率譜取值范圍進(jìn)行約束。

可以看出，國(guó)內(nèi)外專家學(xué)者對(duì)聲壓匹配法等聲場(chǎng)重構(gòu)算法原理以及工程實(shí)際應(yīng)用都進(jìn)行了探索和研究，取得了一定的進(jìn)展和突破，但目前仍存在一些不足和難點(diǎn)。在算法原理研究方面，采用聲壓匹配法進(jìn)行聲場(chǎng)重構(gòu)時(shí)，由于病態(tài)矩陣求逆困難，導(dǎo)致重構(gòu)精度較低；在工程應(yīng)用方面，針對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)等飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)及主觀評(píng)價(jià)的研究和實(shí)踐較少。

本研究以聲壓匹配法為基礎(chǔ)，采用基于嶺參數(shù)的正則化方法，實(shí)現(xiàn)病態(tài)矩陣求逆，有效提高重構(gòu)精度。自主設(shè)計(jì)和搭建了飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)系統(tǒng)，開展了運(yùn)輸類飛機(jī)飛行試驗(yàn)，得到了典型飛行狀態(tài)下駕駛員耳位實(shí)測(cè)聲場(chǎng)。利用艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)系統(tǒng)，開展了聲場(chǎng)重構(gòu)試驗(yàn)和和主觀評(píng)價(jià)試驗(yàn)，在飛機(jī)駕駛艙模擬艙內(nèi)實(shí)現(xiàn)了目標(biāo)聲場(chǎng)的重構(gòu)。重構(gòu)聲場(chǎng)與目標(biāo)聲場(chǎng)相比，其 1/3 倍頻帶各頻帶內(nèi)重構(gòu)誤差均在3dB（A）內(nèi)，且主觀聽覺逼真度和還原度較高。為后續(xù)開展運(yùn)輸類飛機(jī)人員功效性評(píng)價(jià)、艙內(nèi)聲品質(zhì)評(píng)估、聲源識(shí)別與定位、聲污染/聲泄露溯源與評(píng)估、噪聲控制與降噪設(shè)計(jì)等提供了工具和方法。

1基于Tikhonov正則化的聲壓匹配法

1.1聲壓匹配法基本原理

從數(shù)學(xué)的角度，已知理想的重構(gòu)信號(hào) P ，對(duì)于給定的空間和揚(yáng)聲器分布，如果獲得揚(yáng)聲器到重構(gòu)區(qū)域的電聲傳遞函數(shù) G ，那么可以建立線性方程組GS=P ，在最小二乘意義下求解揚(yáng)聲器的輸入信號(hào)s ，使得重構(gòu)聲場(chǎng)與原始聲場(chǎng)能夠很好地吻合，這樣就達(dá)到了真實(shí)再現(xiàn)聲場(chǎng)的目的。由于求解方程組時(shí)要對(duì)矩陣 G 求逆，因此聲壓匹配法的關(guān)鍵問題是求解聲學(xué)逆問題，也即矩陣求逆[17]。

聲壓匹配法的聲場(chǎng)重構(gòu)方法是在重構(gòu)區(qū)域內(nèi)設(shè)置 M 個(gè)采樣點(diǎn)，以此來代表整個(gè)重構(gòu)區(qū)域內(nèi)的聲場(chǎng)響應(yīng)。由此， L 個(gè)揚(yáng)聲器對(duì) M 個(gè)采樣點(diǎn)存在一一對(duì)應(yīng)的電聲傳遞關(guān)系，該關(guān)系不僅包含揚(yáng)聲器自身的頻響特性和聲音在空間的輻射傳播特性，同時(shí)還囊括邊界的反射特性，如圖1所示。

將 L 個(gè)揚(yáng)聲器對(duì) M 個(gè)采樣點(diǎn)的電聲傳遞函數(shù)記為 H_M×L ，則整個(gè)重構(gòu)系統(tǒng)的電聲傳遞函數(shù)可表示為如下矩陣形式：

首先假設(shè)該系統(tǒng)為線性系統(tǒng)，則整個(gè)系統(tǒng)的輸入-輸出關(guān)系可表示為：

H_M×L?E_L×1=P_M×1

式中， E_L×1=[e₁e₁…e_L]^T 表示電信號(hào)輸入；P_M×1=[p₁p₂…p_M]^T 表示聲壓信號(hào)輸出。式（2）表示從揚(yáng)聲器的電信號(hào)輸入到重構(gòu)區(qū)域的聲學(xué)響應(yīng)之間的傳遞關(guān)系。

聲場(chǎng)重構(gòu)時(shí)目標(biāo)聲壓信號(hào)是已知的，揚(yáng)聲器輸入的電信號(hào)為求解目標(biāo)，這是一個(gè)逆問題，核心是矩陣求逆問題。

對(duì)于聲場(chǎng)重構(gòu)而言，其目標(biāo)是在區(qū)域復(fù)現(xiàn)目標(biāo)聲場(chǎng)，即 P_M×1=[p₁p₂…p_M]^T ，已知 E_L×1= [e₁…e_L]^T 為求解目標(biāo)，則表達(dá)式為：

E_L×1=H_M×L^-P_M×1

式中， ?H_M×L^- 為 H 的廣義逆。

由于 H_M×L 可能存在嚴(yán)重的病態(tài)性，因此不能簡(jiǎn)單地應(yīng)用式（3）求解 E_L×1 ，需要通過適當(dāng)?shù)臄?shù)值方法進(jìn)行求解。

1.2基于L-曲線法的Tikhonov正則化方法

前文中提到，在聲場(chǎng)重構(gòu)中，由于涉及矩陣求逆運(yùn)算，往往出現(xiàn)不適定問題，即病態(tài)問題。病態(tài)問題主要表現(xiàn)在其解極不穩(wěn)定，與真實(shí)值相差較遠(yuǎn)，導(dǎo)致結(jié)果質(zhì)量降低且極不可靠，反映到聲場(chǎng)重構(gòu)中則表現(xiàn)為重構(gòu)誤差較大，精度較低，結(jié)果不可信。為了對(duì)病態(tài)問題進(jìn)行有效解算，許多學(xué)者提出并發(fā)展了各種方法，其中最具影響的是正則化方法。

1.2.1病態(tài)問題解算的直接正則化方法

對(duì)于觀測(cè)方程：

L_m×1=A_m×nX_n×1+Δ_m×1

式中， L 為觀測(cè)值； A 為設(shè)計(jì)矩陣； X 為待估參數(shù)； 為噪聲， Δ～N（0，σ₀²I），N 為正態(tài)分布， σ₀ 為方差， I 為單位矩陣。其最小二乘（LS）解為：

當(dāng)觀測(cè)方程病態(tài)時(shí)，由于式（5）中的法矩陣A^TA 的條件數(shù)非常大，導(dǎo)致求逆極不穩(wěn)定。對(duì)矩陣A 進(jìn)行奇異值分解（SVD）：

式中， 和 分別為 m× m 和 n×n 維正交矩陣，且滿足 U^TU=V^TV=I_n ：Σ=diag（σ₁，…，σ_n） ， σ₁gtrless…?σ_ngt;0 為 A 的奇異值。

相應(yīng)地，可得到最小二乘解的奇異值分解式為：

從式（7）中可以看出，當(dāng) i 很大時(shí)，對(duì)應(yīng)的 σ_i 很小，此時(shí)即使觀測(cè)值中含有較小的誤差，都將使得最小二乘解偏離真值較遠(yuǎn)。為了避免這種現(xiàn)象的出現(xiàn)，引人濾波因子 f_i， 用以抑制病態(tài)解中的誤差分量項(xiàng)，從而求得近似解：

式中， X_reg 為由濾波因子決定的直接正則化解。

1.2.2 Tikhonov正則化方法

Tikhonov正則化方法是目前解算病態(tài)問題應(yīng)用最普遍的一種方法。求解Tikhonov正則化的最小解：

$＼operatorname* { m i n } ＼Bigl （ ＼left＼| ＼ A ＼hat { X } - L ＼right＼| ^ { 2 } + ＼lambda ^ { 2 } ＼right＼| R ＼hat { X } ＼left＼| ^ { 2 } ＼Bigr ）$

式中，入為正則化參數(shù)； R 為正則化矩陣 表示范數(shù)。

根據(jù)Tikhonov估計(jì)準(zhǔn)則，式（9）的解為：

X_reg=（A^TA+λ²L^TL）^-1A^TL

當(dāng) R=I_n 時(shí)，根據(jù)設(shè)計(jì)矩陣的奇異值分解項(xiàng)可表示為：

可以看到，Tikhonov法有效削弱了小奇異值項(xiàng)對(duì)解的影響。而正則化參數(shù)的確定和選取就成為了Tikhonov正則化方法的關(guān)鍵。對(duì)于正則化參數(shù)的選取很難確定一個(gè)合理的標(biāo)準(zhǔn)。同時(shí)在聲場(chǎng)重構(gòu)時(shí)，揚(yáng)聲器陣列功率受到物理系統(tǒng)的制約，需要考慮揚(yáng)聲器驅(qū)動(dòng)信號(hào)功率與重構(gòu)誤差之間的平衡問題。因此需要在考慮揚(yáng)聲器功率限制的同時(shí)合理地選擇正則化參數(shù)。

1.2.3L-曲線法選取正則化參數(shù)

L-曲線法的基本原理是對(duì)不同的正則化參數(shù)繪出其殘余范數(shù) 與正則化解范數(shù) 之間的二維曲線，由于該曲線通常呈L形，其拐角即是正則化參數(shù)的最優(yōu)值。對(duì)于連續(xù)正則化參數(shù)λ，拐點(diǎn)通過求解 曲線的最大曲率確定。

令 ，兩邊取對(duì)數(shù)，得： （12）

則L-曲線是由許多點(diǎn) ）擬合而成的。

用 與n” 分別表示一階與二階導(dǎo)數(shù)，則L-曲線的曲率計(jì)算公式為：

由于 λ²η^′′， 將其代入式（13）可得：

對(duì)式（14）求最大曲率，其對(duì)應(yīng)的正則化參數(shù)即為所求。

1.3基于L-曲線法的正則化方法的數(shù)值仿真及重構(gòu)效果仿真

在本文中，聲場(chǎng)重構(gòu)以最小化聲場(chǎng)重構(gòu)誤差為目標(biāo)函數(shù)，并約束揚(yáng)聲器功率上限。針對(duì)正則化參數(shù)選擇問題，將L-曲線法引入均勻聲場(chǎng)重構(gòu)，該方法以重構(gòu)誤差作為橫軸，揚(yáng)聲器功率作為縱軸得到擬合曲線，然后選取該曲線上曲率最大的點(diǎn)對(duì)應(yīng)的參數(shù)值作為Tikhonov正則化參數(shù)的取值。

仿真算例取揚(yáng)聲器陣元個(gè)數(shù) L=16 ，激勵(lì)頻率f=2000Hz ，陣元間距 d=0.1m ，陣列高度 ，根據(jù)前文中L-曲線法求解擬合圖，如圖2所示。

由圖2可以看出 ，f=2000Hz 時(shí)，擬合曲線有一個(gè)非常明顯的拐點(diǎn)（L-corner），該拐點(diǎn)位于L-曲線的垂直部分與水平部分相交的位置。水平部分所對(duì)應(yīng)的正則化解主要由重構(gòu)誤差主導(dǎo)，而垂直部分主要由揚(yáng)聲器權(quán)重主導(dǎo)。因此，該拐點(diǎn)為綜合考慮了揚(yáng)聲器權(quán)重和重構(gòu)誤差的平衡點(diǎn)。在拐點(diǎn)處得到參數(shù)值，即 λ_L=0.38454 。與此同時(shí)，在陣列頻率為 0～ 4000Hz 時(shí)，對(duì)應(yīng)的 λ_L 取值如圖3所示。

圖3 λ_L"取值Fig.3 λ_L"values

由圖3可以看出，低頻段最優(yōu)值取值為0.4左右，而在頻率為 3700Hz 以上的高頻段，最優(yōu)值取值為1左右。

激勵(lì)頻率范圍設(shè)置為 0～2000Hz ，在 0～2000Hz 頻道上，分別對(duì)傳統(tǒng)最小二乘法和L-曲線法進(jìn)行重構(gòu)誤差仿真，仿真結(jié)果對(duì)比如圖4所示。

如圖4所示，可以明顯看出低頻段未正則化的最小二乘法聲場(chǎng)重構(gòu)存在明顯的波動(dòng)，且重構(gòu)誤差較大，而高頻段曲線較為平滑且波動(dòng)較小。

通過L-曲線法進(jìn)行正則化處理后，整個(gè)頻帶重構(gòu)聲場(chǎng)變化平緩，波動(dòng)較小，僅在 300Hz 處有一個(gè)波動(dòng)，且相比于未正則化的最小二乘法整體上重構(gòu)誤差明顯降低，特別是低頻部分。

因此，仿真表明，采用L-曲線法進(jìn)行正則化處理，能有效解決聲場(chǎng)重構(gòu)過程中的病態(tài)問題，提高重構(gòu)精度。

2 飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與搭建

針對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)的需求，自主設(shè)計(jì)和搭建了飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)系統(tǒng)。系統(tǒng)主要由飛機(jī)模擬艙（含座椅）數(shù)據(jù)處理與計(jì)算單元、16路揚(yáng)聲器單元、4路傳聲器單元、控制系統(tǒng)（含數(shù)據(jù)采集發(fā)射模塊、傳聲器信號(hào)調(diào)理電路模塊、功率放大電路模塊以及供電電源模塊等）控制機(jī)柜部件等部分組成。

系統(tǒng)硬件組成及接口關(guān)系示意圖如圖5所示。飛機(jī)模擬艙、控制系統(tǒng)、傳聲器和揚(yáng)聲器單元等如圖6所示。

3 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1聲場(chǎng)重構(gòu)試驗(yàn)及結(jié)果分析

以運(yùn)輸類飛機(jī)為研究對(duì)象，選取起飛、巡航、爬升轉(zhuǎn)彎、爬升等典型飛行狀態(tài)，開展飛行試驗(yàn)。聲場(chǎng)重構(gòu)目標(biāo)位置為主、副駕駛員耳位，數(shù)據(jù)記錄長(zhǎng)度均為10s，采樣頻率均為 65536Hz 。

使用加裝的噪聲傳感器和機(jī)上采集記錄系統(tǒng)采集飛機(jī)飛行狀態(tài)下駕駛艙的噪聲數(shù)據(jù)，噪聲傳感器安裝于主、副駕駛員座椅耳位處。在飛行期間，噪聲傳感器持續(xù)采集駕駛艙噪聲信號(hào)，將實(shí)測(cè)噪聲數(shù)據(jù)作為目標(biāo)聲場(chǎng)進(jìn)行重構(gòu)。

在聲學(xué)模擬艙內(nèi)，通過聲壓匹配法對(duì)實(shí)測(cè)得到的不同飛行狀態(tài)下的艙內(nèi)聲場(chǎng)進(jìn)行重構(gòu)和復(fù)現(xiàn)，將傳聲器測(cè)得的重構(gòu)聲場(chǎng)信息與實(shí)測(cè)聲場(chǎng)信息進(jìn)行定量分析，將1/3倍頻帶各頻帶上聲壓級(jí)進(jìn)行對(duì)比。

由于人耳對(duì)飛機(jī)艙內(nèi)噪聲的敏感度不同，故本文采用A計(jì)權(quán)聲壓級(jí)作為重構(gòu)聲場(chǎng)與目標(biāo)聲場(chǎng)匹配程度和效果的評(píng)價(jià)指標(biāo)（下文中聲壓級(jí)均為A計(jì)權(quán)聲壓級(jí)）。

以巡航狀態(tài)為例，將傳聲器 1^?，2^?，3^?，4^? 測(cè)得的主駕駛員耳位位置重構(gòu)聲場(chǎng)的 1/3 倍頻程結(jié)果與實(shí)測(cè)目標(biāo)聲場(chǎng)的 1/3 倍頻程分析結(jié)果進(jìn)行定量對(duì)比，分別如圖 7～10 所示（因保密要求，聲壓級(jí)具體數(shù)值隱去未體現(xiàn)）。

以巡航狀態(tài)為例，將傳聲器 1^?，2^?，3^?，4^? 測(cè)得的主駕駛員耳位位置重構(gòu)聲場(chǎng)的 1/3 倍頻程結(jié)果與實(shí)測(cè)目標(biāo)聲場(chǎng)的1/3倍頻程結(jié)果的誤差進(jìn)行定量對(duì)比，分別如圖 11～14 所示。

由以上結(jié)果可以看出，根據(jù)本文提出的基于聲壓匹配法的飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)方法重構(gòu)得到的駕駛員人員耳位處的重構(gòu)聲場(chǎng)與實(shí)測(cè)的目標(biāo)聲場(chǎng)相比，在1/3倍頻帶主要頻帶上重構(gòu)誤差均不超過3 dB（A）。

圖9傳聲器3測(cè)得的主駕重構(gòu)聲場(chǎng)與目標(biāo)聲場(chǎng)的對(duì)比 Fig.9 Comparison of reconstructed sound field and targeted sound field of the chief pilot position measured by microphone 3#

3.2主觀評(píng)價(jià)試驗(yàn)及結(jié)果分析

選取三類有飛機(jī)艙內(nèi)噪聲聽聲相關(guān)經(jīng)歷的人群共計(jì)20人，開展重構(gòu)聲場(chǎng)主觀評(píng)價(jià)試驗(yàn)，其中，試飛員2人（人員序號(hào)1～2），試飛工程師12人（人員序號(hào)3～14），試飛設(shè)計(jì)人員6人（人員序號(hào) 15～20 ）。

首先被試人員佩戴耳機(jī)進(jìn)行實(shí)測(cè)音頻聽聲，短時(shí)間內(nèi)在飛機(jī)模擬艙內(nèi)模擬駕駛員位置聽聲，與通過耳機(jī)聽到的實(shí)測(cè)聲即自標(biāo)聲場(chǎng)進(jìn)行對(duì)比，試驗(yàn)環(huán)境如圖15所示。

然后立即向被試人員發(fā)放主觀評(píng)價(jià)量表，開展問卷調(diào)查，分別將4種不同飛行狀態(tài)下的重構(gòu)聲與實(shí)測(cè)聲主觀聽覺感受進(jìn)行對(duì)比，給出重構(gòu)逼真度評(píng)分，評(píng)分值為1～5分，5分為極逼真，4分為較逼真，3分為一般逼真，2分為不逼真，1分為完全失真。共計(jì)收回主觀評(píng)價(jià)量表20份，4種飛行狀態(tài)均給出分值，樣本數(shù)據(jù)總計(jì)80個(gè)。

以巡航狀態(tài)為例，評(píng)分結(jié)果如圖16所示?？傮w來看，20名被試人員重構(gòu)逼真度評(píng)分平均值為4分，普遍認(rèn)為重構(gòu)聲特征基本與目標(biāo)聲場(chǎng)符合，重構(gòu)效果比較逼真，對(duì)原聲場(chǎng)還原度較高。

4結(jié)論

本文基于聲壓匹配法，運(yùn)用基于L-曲線法的正則化方法解決病態(tài)矩陣求逆問題。通過開展飛行試驗(yàn)，獲得了運(yùn)輸類飛機(jī)全剖面飛行狀態(tài)下主、副駕駛員人員耳位處的噪聲實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)。采用聲壓匹配法，在飛機(jī)模擬艙內(nèi)通過自主搭建的聲場(chǎng)重構(gòu)系統(tǒng)對(duì)實(shí)測(cè)噪聲進(jìn)行重構(gòu)，得到了運(yùn)輸類飛機(jī)典型飛行狀態(tài)下主、副駕駛員人員耳位處的重構(gòu)聲場(chǎng)。聲場(chǎng)重構(gòu)試驗(yàn)結(jié)果表明，1/3倍頻帶各頻帶內(nèi)重構(gòu)誤差均在3dB（A）內(nèi)；人員主觀評(píng)價(jià)試驗(yàn)結(jié)果表明，重構(gòu)聽覺逼真度較高，對(duì)目標(biāo)聲場(chǎng)還原度較高。本文形成的運(yùn)輸類飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)重構(gòu)方法可為后續(xù)運(yùn)輸類飛機(jī)艙內(nèi)聲場(chǎng)的重構(gòu)提供支撐，為運(yùn)輸類飛機(jī)人員功效性評(píng)價(jià)、艙內(nèi)聲品質(zhì)評(píng)估、聲源識(shí)別與定位、聲污染/聲泄露溯源與評(píng)估、噪聲控制與降噪設(shè)計(jì)等提供有效的工具和手段。

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