圖 1 平面傳聲器陣列測量飛機過頂噪聲原理圖 Fig1 1 Principle of aircraft noise measurement with planar microphone array
時域“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處理算法[16 ],聚焦的聲源點在發聲時間 tf的聲壓 p(tf )計算式為
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)為接受時間 tf+ tp m時刻計算的第 m個傳聲器的信號 ,對于運動聲源 ,傳播時間 tp m是發射時間 tf的函數 ;因子 rref / rm考慮在發射時刻參考聲輻射距離 rref與實際的聲輻射距離 rm的比值 ,其作用是把傳聲器信號都換算到參考距離 ;w m為加權因子 ,其作用是降低傳聲器陣列輸出信號的空間混淆 ,增大波束主瓣與旁瓣的差值 ,從而提高傳聲器陣列的動態范圍 ,針對陣列中每個傳聲器的加權因子 ,是經過對傳聲器陣列計算機模擬之后確定出來的 [16 ]。
傳聲器陣列測量的關鍵是其計算結果的空間分辨率 ,即陣列輸出結果分辨空間相鄰聲源點的能力 ,也就是式 (1)輸出結果不受其他位置聲源影響的能力。當陣列聚焦點位于聲源位置時傳聲器陣列輸出函數達到最大值 ,聲壓級 (SPL)隨聚焦點與聲源的距離的函數關系就是傳聲器陣列的 “波束模式” ,波束寬度正比于波長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傳聲器構成 ,陣列的空間幾何范圍也有限 ,因此其對時空連續的聲場的空間離散總會帶來時空混淆 ,聚焦點的聲壓級并不是隨著聚焦點與聲源的距離增大而單調減小 ,而是將會產生二次峰值 ,通常稱之為“旁瓣”或混淆 ,圖 2(b)是實際的傳聲器陣列性能。
當用傳聲器陣列分辨空間分布的多聲源時 ,傳聲器陣列的空間混淆就會產生虛假的聲源。為了獲得足夠的聲源空間識別精度 ,傳統的方法是以波束成型后主瓣與旁瓣的差作為目標函數 ,測量信號的頻率范圍作為約束條件 ,在保證目標函數在約束范圍內最大的條件下 ,利用隨機優化的方法設計傳聲器陣列中每個傳聲器位置 ,以獲得最佳的傳聲器性能 [ 16 ]。但是 ,聲場是隨時間和空間連續變化的連續信號 ,傳聲器陣列總是用有限個傳聲器離散無限變化的連續場 ,即使采用優化的傳聲器空間布局 ,空間混淆總是難免 [ 16222 ]。
本文對傳聲器陣列的數據處理方法和軟件進行了改進和完善 ,發展了一種“潔凈信號處理算法” ,目的是要盡量減少輸出信號的空間混淆 ,從而提高對飛機噪聲源的分辨率。“潔凈信號處理算法”實際上就是對原有信號處理算法結果的二次處理 ,如圖 3所示 ,當用波束成型算法完成噪聲源的第 1次辨識之后 (圖 3中虛線所確示的聲源分布曲線 ),根據飛機表面各主要聲源處最大聲輻射 (圖 3中 -5m和 5m兩個位置為聲源位置 ),應用點源假設 ,用計算機模擬傳聲器陣列對該聲源的響應 ,得到傳聲器陣列對該聲源相應的混淆旁瓣 ,之后 ,從第 1次計算的聲源分布結果中減去計算機模擬的混淆旁瓣信號 ,就可以獲得對空間分辨更加清晰的噪聲源分布 (圖 3中實線所示的聲源分布曲線 )。
21 2 交錯重疊 FFT算法
聲學研究感興趣的是聲壓信號的功率譜函數 ,而非時間歷程。需要對傳聲器陣列波束成型得到的噪聲時間歷程進行等間隔的離散傅里葉變
圖 3 潔凈信號處理算法 Fig13 Clean Algorithm for microphone array 換
,獲得噪聲的頻譜函數。在總的采樣樣本 N1
源點的噪聲功率譜就可由 L次結果的平均值得到 ,即
L
L 1 ∑
W(f s ) = Wl(f s )(2)l= 1
為了增加聲功率數據的穩定性 ,采用了交錯重疊 FFT計算方法 ,就是在總的采樣樣本 N1個點內截取 N個采樣點時 ,每一次截取的采樣點可以有部分重疊 ,這樣有部分重疊的連續截取采樣點 ,就可以在總采樣點 N1次內 ,采樣遠大于 L =
N1 /N個采樣樣本 ,進行遠大于 L個的 FFT。
3 基于新算法的飛機機體噪聲實驗分析
以某型單通道支線客機為對象 ,基于傳聲器陣列測量結果[16 ,21] ,把平面傳聲器陣列的波束方向聚焦在飛機機體主要噪聲源位置 ,采用改進了的傳聲器陣列數據處理新方法 ,對飛機機體噪聲進行了計算 ,詳細地分析了飛機機體主要噪聲源 —
—起落架和襟翼的噪聲頻譜和方向特征。
飛機的飛行航跡采用了 GPS系統進行跟蹤測量 ,傳聲器陣列位于飛機進場著陸飛行航跡下方、跑道起始位置外側 90 m處。在實驗測量中 ,飛機進場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。聲壓級的大小與聲源到傳聲器之間的距離有關 ,在本文中 ,所有的測量結果均用參考距離規范化處理。
31 1 機體噪聲源分布
圖 4是應用 111個傳聲器組成陣列測量得到的某型客機機體表面噪聲分布[16,21] ,飛機表面不同位置處聲源的總聲壓級以不同灰度的顏色表示在該圖中 ,最深色位置為最大聲級位置。該圖所示飛機位置相對傳聲器陣列中心位置在 90°的方向處 ,即飛機正好在測量位置的正上方。所有的噪聲數據是用 100 m的參考距離進行了規格化。
如圖 4所示 ,該飛機是一種典型的支線客機 ,兩臺噴氣發動機安裝在飛機的后機身。由圖 4可看出 ,在飛機機翼外側部有一個非常強的噪聲源 ,這個聲源在圖 4所示的襟翼外側緣噪聲源之外 ,經進一步分析 ,發現這是一個很強的單音噪聲源 ,頻率是 490 Hz[16]。由圖 4新老兩種數據處理算 法結果的比較 ,可以看出 ,由于傳聲器陣列混淆的存在 ,原來的數據處理算法對機體表面噪聲的分離很不清晰 ,兩個主起落架的噪聲源、葉尖強單音噪聲源與襟翼外測緣噪聲源、主起落架噪聲源與發動機進口噪聲源等不能很明確地分離開來。當采用了改進的潔凈信號處理算法后 ,明顯地改善了對飛機機體表面噪聲源的識別和分離 ,如圖 4
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