圖 1 平面?zhèn)髀暺麝嚵袦y(cè)量飛機(jī)過頂噪聲原理圖 Fig1 1 Principle of aircraft noise measurement with planar microphone array
時(shí)域“延遲與求和”波束成型算法是目前普遍采用的傳聲器陣列信號(hào)處理算法[16 ],聚焦的聲源點(diǎn)在發(fā)聲時(shí)間 tf的聲壓 p(tf )計(jì)算式為
M
pm (tf +tp m) wm
∑ rm
m= 1
p(tf )= Mrref =
rm
wm
∑ rref
m= 1 M
1 rm
pm (tf +tp m)wm (1)
G ∑ rref
m= 1
式中 :pm (tf+ tp m)為接受時(shí)間 tf+ tp m時(shí)刻計(jì)算的第 m個(gè)傳聲器的信號(hào) ,對(duì)于運(yùn)動(dòng)聲源 ,傳播時(shí)間 tp m是發(fā)射時(shí)間 tf的函數(shù) ;因子 rref / rm考慮在發(fā)射時(shí)刻參考聲輻射距離 rref與實(shí)際的聲輻射距離 rm的比值 ,其作用是把傳聲器信號(hào)都換算到參考距離 ;w m為加權(quán)因子 ,其作用是降低傳聲器陣列輸出信號(hào)的空間混淆 ,增大波束主瓣與旁瓣的差值 ,從而提高傳聲器陣列的動(dòng)態(tài)范圍 ,針對(duì)陣列中每個(gè)傳聲器的加權(quán)因子 ,是經(jīng)過對(duì)傳聲器陣列計(jì)算機(jī)模擬之后確定出來的 [16 ]。
傳聲器陣列測(cè)量的關(guān)鍵是其計(jì)算結(jié)果的空間分辨率 ,即陣列輸出結(jié)果分辨空間相鄰聲源點(diǎn)的能力 ,也就是式 (1)輸出結(jié)果不受其他位置聲源影響的能力。當(dāng)陣列聚焦點(diǎn)位于聲源位置時(shí)傳聲器陣列輸出函數(shù)達(dá)到最大值 ,聲壓級(jí) (SPL)隨聚焦點(diǎn)與聲源的距離的函數(shù)關(guān)系就是傳聲器陣列的 “波束模式” ,波束寬度正比于波長(zhǎng)與聲源到傳聲器陣列距離的乘積 ,圖 2 (a)是理想的傳聲器陣列性能。但是 ,由于陣列總是由有限個(gè)傳聲器構(gòu)成 ,陣列的空間幾何范圍也有限 ,因此其對(duì)時(shí)空連續(xù)的聲場(chǎng)的空間離散總會(huì)帶來時(shí)空混淆 ,聚焦點(diǎn)的聲壓級(jí)并不是隨著聚焦點(diǎn)與聲源的距離增大而單調(diào)減小 ,而是將會(huì)產(chǎn)生二次峰值 ,通常稱之為“旁瓣”或混淆 ,圖 2(b)是實(shí)際的傳聲器陣列性能。
當(dāng)用傳聲器陣列分辨空間分布的多聲源時(shí) ,傳聲器陣列的空間混淆就會(huì)產(chǎn)生虛假的聲源。為了獲得足夠的聲源空間識(shí)別精度 ,傳統(tǒng)的方法是以波束成型后主瓣與旁瓣的差作為目標(biāo)函數(shù) ,測(cè)量信號(hào)的頻率范圍作為約束條件 ,在保證目標(biāo)函數(shù)在約束范圍內(nèi)最大的條件下 ,利用隨機(jī)優(yōu)化的方法設(shè)計(jì)傳聲器陣列中每個(gè)傳聲器位置 ,以獲得最佳的傳聲器性能 [ 16 ]。但是 ,聲場(chǎng)是隨時(shí)間和空間連續(xù)變化的連續(xù)信號(hào) ,傳聲器陣列總是用有限個(gè)傳聲器離散無限變化的連續(xù)場(chǎng) ,即使采用優(yōu)化的傳聲器空間布局 ,空間混淆總是難免 [ 16222 ]。
本文對(duì)傳聲器陣列的數(shù)據(jù)處理方法和軟件進(jìn)行了改進(jìn)和完善 ,發(fā)展了一種“潔凈信號(hào)處理算法” ,目的是要盡量減少輸出信號(hào)的空間混淆 ,從而提高對(duì)飛機(jī)噪聲源的分辨率。“潔凈信號(hào)處理算法”實(shí)際上就是對(duì)原有信號(hào)處理算法結(jié)果的二次處理 ,如圖 3所示 ,當(dāng)用波束成型算法完成噪聲源的第 1次辨識(shí)之后 (圖 3中虛線所確示的聲源分布曲線 ),根據(jù)飛機(jī)表面各主要聲源處最大聲輻射 (圖 3中 -5m和 5m兩個(gè)位置為聲源位置 ),應(yīng)用點(diǎn)源假設(shè) ,用計(jì)算機(jī)模擬傳聲器陣列對(duì)該聲源的響應(yīng) ,得到傳聲器陣列對(duì)該聲源相應(yīng)的混淆旁瓣 ,之后 ,從第 1次計(jì)算的聲源分布結(jié)果中減去計(jì)算機(jī)模擬的混淆旁瓣信號(hào) ,就可以獲得對(duì)空間分辨更加清晰的噪聲源分布 (圖 3中實(shí)線所示的聲源分布曲線 )。
21 2 交錯(cuò)重疊 FFT算法
聲學(xué)研究感興趣的是聲壓信號(hào)的功率譜函數(shù) ,而非時(shí)間歷程。需要對(duì)傳聲器陣列波束成型得到的噪聲時(shí)間歷程進(jìn)行等間隔的離散傅里葉變
圖 3 潔凈信號(hào)處理算法 Fig13 Clean Algorithm for microphone array 換
,獲得噪聲的頻譜函數(shù)。在總的采樣樣本 N1
源點(diǎn)的噪聲功率譜就可由 L次結(jié)果的平均值得到 ,即
L
L 1 ∑
W(f s ) = Wl(f s )(2)l= 1
為了增加聲功率數(shù)據(jù)的穩(wěn)定性 ,采用了交錯(cuò)重疊 FFT計(jì)算方法 ,就是在總的采樣樣本 N1個(gè)點(diǎn)內(nèi)截取 N個(gè)采樣點(diǎn)時(shí) ,每一次截取的采樣點(diǎn)可以有部分重疊 ,這樣有部分重疊的連續(xù)截取采樣點(diǎn) ,就可以在總采樣點(diǎn) N1次內(nèi) ,采樣遠(yuǎn)大于 L =
N1 /N個(gè)采樣樣本 ,進(jìn)行遠(yuǎn)大于 L個(gè)的 FFT。
3 基于新算法的飛機(jī)機(jī)體噪聲實(shí)驗(yàn)分析
以某型單通道支線客機(jī)為對(duì)象 ,基于傳聲器陣列測(cè)量結(jié)果[16 ,21] ,把平面?zhèn)髀暺麝嚵械牟ㄊ较蚓劢乖陲w機(jī)機(jī)體主要噪聲源位置 ,采用改進(jìn)了的傳聲器陣列數(shù)據(jù)處理新方法 ,對(duì)飛機(jī)機(jī)體噪聲進(jìn)行了計(jì)算 ,詳細(xì)地分析了飛機(jī)機(jī)體主要噪聲源 —
—起落架和襟翼的噪聲頻譜和方向特征。
飛機(jī)的飛行航跡采用了 GPS系統(tǒng)進(jìn)行跟蹤測(cè)量 ,傳聲器陣列位于飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸飛行航跡下方、跑道起始位置外側(cè) 90 m處。在實(shí)驗(yàn)測(cè)量中 ,飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸過程中飛行高度是位于傳聲器陣列 35 m高空處 ,以 72 m/s的速度、按照 3°的下滑角度向跑道方向飛行。聲壓級(jí)的大小與聲源到傳聲器之間的距離有關(guān) ,在本文中 ,所有的測(cè)量結(jié)果均用參考距離規(guī)范化處理。
31 1 機(jī)體噪聲源分布
圖 4是應(yīng)用 111個(gè)傳聲器組成陣列測(cè)量得到的某型客機(jī)機(jī)體表面噪聲分布[16,21] ,飛機(jī)表面不同位置處聲源的總聲壓級(jí)以不同灰度的顏色表示在該圖中 ,最深色位置為最大聲級(jí)位置。該圖所示飛機(jī)位置相對(duì)傳聲器陣列中心位置在 90°的方向處 ,即飛機(jī)正好在測(cè)量位置的正上方。所有的噪聲數(shù)據(jù)是用 100 m的參考距離進(jìn)行了規(guī)格化。
如圖 4所示 ,該飛機(jī)是一種典型的支線客機(jī) ,兩臺(tái)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在飛機(jī)的后機(jī)身。由圖 4可看出 ,在飛機(jī)機(jī)翼外側(cè)部有一個(gè)非常強(qiáng)的噪聲源 ,這個(gè)聲源在圖 4所示的襟翼外側(cè)緣噪聲源之外 ,經(jīng)進(jìn)一步分析 ,發(fā)現(xiàn)這是一個(gè)很強(qiáng)的單音噪聲源 ,頻率是 490 Hz[16]。由圖 4新老兩種數(shù)據(jù)處理算 法結(jié)果的比較 ,可以看出 ,由于傳聲器陣列混淆的存在 ,原來的數(shù)據(jù)處理算法對(duì)機(jī)體表面噪聲的分離很不清晰 ,兩個(gè)主起落架的噪聲源、葉尖強(qiáng)單音噪聲源與襟翼外測(cè)緣噪聲源、主起落架噪聲源與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口噪聲源等不能很明確地分離開來。當(dāng)采用了改進(jìn)的潔凈信號(hào)處理算法后 ,明顯地改善了對(duì)飛機(jī)機(jī)體表面噪聲源的識(shí)別和分離 ,如圖 4
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