Qiao Weiyang
1 , Ulf Michel2
(1. School of Engine and Energy , Northwestern Polytechnical University ,
’
(2. Engine Acoustics Department , German Aerospace Center (DLR) , Berlin 10623 , Germany)
潔凈信號(hào)處理算法 ,通過(guò)對(duì)傳聲器陣列混淆和旁瓣
角度時(shí) ,起落架噪聲的聲級(jí)在不同頻率范圍有一定的差異。襟翼側(cè)緣噪聲頻譜是一個(gè)包含有個(gè)別明顯單音噪聲的寬頻噪聲譜 ,襟翼內(nèi)側(cè)緣噪聲譜和外側(cè)緣噪聲譜有明顯的差異 ,在低頻范圍 ,襟翼側(cè)緣噪聲的指向性比較明顯 ,但在高頻范圍 ,襟翼側(cè)緣噪聲沒(méi)有明顯的指向性。關(guān)鍵詞 :機(jī)體噪聲 ;平面?zhèn)髀暺麝嚵?;噪聲測(cè)量 ;飛機(jī)噪聲 ;氣動(dòng)聲學(xué)中圖分類號(hào) : V21 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼 :A Abstract : An improved data reduction method , called as the Clean Algorithm , for the measurement of aircraft flying noise with the large planar microphone array is developed. In the Clean Algorithm , the simulation of re2 sponse of a point source at the position of maximum sound emission in source map is firstly carried out. Then , this response is subtracted from the source distribution to reduce the aliases and side lobes. This paper applies successfully the Clean Algorithm to flyover experiments with a planar microphone array which consists of 111 microphones,andfocusareontheairframenoisesources,suchasflap side2edge noise source , nose landing gear noise source , and main landing gear noise source. It is shown that the sound emission of the airframe structures can be identified distinctly. The improvement by Clean Algorithm is apparent. The spectra , direc2 tivity and sound pressure level of airframe noise are presented. It is found that the spectra of flap side2edge noise and landing gear noise are a broadband noise with some tones. Sound pressure level is different at differ2 ent emission angle and in different frequency for the same noise source. Key words : airframe noise; planar microphone array; noise measurement; aircraft noise; aeroacoustics
飛機(jī)噪聲主要是由于空氣流過(guò)飛機(jī)機(jī)體結(jié)究最早可以追溯到 1969年 ,當(dāng)時(shí)美國(guó) Calac公構(gòu)和飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)產(chǎn)生的氣流壓力脈動(dòng)向外傳司為美國(guó)海軍開(kāi)展“超安靜”偵察機(jī)可行性研究播而造成 ,因此飛機(jī)的噪聲源是典型的氣動(dòng)噪時(shí)[2] ,首次全面地實(shí)驗(yàn)測(cè)量了不同類型飛機(jī)機(jī)聲源 ,通常分為發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲源和機(jī)體噪聲源[1]。體噪聲 ,實(shí)驗(yàn)結(jié)果揭示了機(jī)體噪聲在飛機(jī)噪聲根據(jù)引起氣流脈動(dòng)的部件不同 ,飛機(jī)機(jī)體噪聲輻射中的重要性 ,使人們首次認(rèn)識(shí)到僅靠降低源分為機(jī)翼 (含尾翼)邊界層噪聲、襟翼噪聲、縫發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲是無(wú)法達(dá)到以后飛機(jī)噪聲簽證的要翼噪聲和起落架噪聲等。對(duì)飛機(jī)機(jī)體噪聲的研求。近年來(lái) ,隨著在發(fā)動(dòng)機(jī)降噪技術(shù)中不斷取
收稿日期 :2007205229 ;修訂日期 :2007211218得實(shí)質(zhì)性的技術(shù)進(jìn)展 ,國(guó)內(nèi)外普遍認(rèn)識(shí)到 ,機(jī)體基金項(xiàng)目 :國(guó)防科技工業(yè)民用飛機(jī)專用科研項(xiàng)目噪聲將成為未來(lái)飛機(jī)設(shè)計(jì)和發(fā)展過(guò)程中的重要通訊作者 :喬渭陽(yáng) E2mail : qiaowy @nwpu. edu. cn障礙 ,而且 ,隨著更加嚴(yán)格的民航噪聲規(guī)則的實(shí)
應(yīng)用一個(gè)無(wú)方向特性的傳聲器可以測(cè)得一個(gè)標(biāo)量的聲壓時(shí)間歷程 ,這個(gè)時(shí)間歷程僅僅度量了在傳聲器位置處大氣壓力脈動(dòng)的大小 ,不能得到其他更多的聲源信息。但是 ,由于在大氣中傳播的聲信號(hào)空間域和時(shí)間域的特征聲源的基本特
性 (聲源極性、聲源距離、方位等)和聲傳播的物理
規(guī)律等都有一定的明確關(guān)系
,因此 ,通過(guò)對(duì)空間不計(jì)算機(jī)條件和數(shù)值計(jì)算方法 ,通過(guò)數(shù)值求解非定
同位置聲信號(hào)的組合分析 ,結(jié)合聲傳播物理規(guī)律常氣動(dòng)力學(xué)方程的方法 (如 CAA方法)來(lái)研究飛的知識(shí) ,就可以確定出聲源更多的信息。傳聲器機(jī)機(jī)體噪聲源 ,并找出它們的特征仍是不現(xiàn)實(shí)的。陣列測(cè)量技術(shù)就是通過(guò)在空間多個(gè)確定的位置上而從實(shí)驗(yàn)角度考慮 ,由于機(jī)體表面的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)和排列的一組傳聲器陣列對(duì)聲場(chǎng)的測(cè)量 ,并將不同
施 ,降低飛機(jī)機(jī)體噪聲將成為航空界必須面對(duì)的重要問(wèn)題[329]。
盡管目前對(duì)機(jī)體噪聲源的產(chǎn)生機(jī)制和噪聲場(chǎng)輻射特征已經(jīng)有了基本的認(rèn)識(shí) ,但是 ,還遠(yuǎn)沒(méi)有得到完善的機(jī)體噪聲預(yù)測(cè)模型和可靠、可行的機(jī)體噪聲抑制方法。造成這種現(xiàn)象的一個(gè)重要原因是因?yàn)轱w機(jī)機(jī)體噪聲無(wú)論從數(shù)值模擬還是從實(shí)驗(yàn)測(cè)量來(lái)講 ,都有很大的困難[3、10211 ]。眾所周知 ,商用客機(jī)是當(dāng)代人類所使用的大型運(yùn)輸器之一 ,當(dāng)飛機(jī)各種增升裝置打開(kāi)后 ,飛機(jī)具有復(fù)雜的外形結(jié)構(gòu) ,圍繞這種結(jié)構(gòu)的飛機(jī)流場(chǎng)是三維的、黏性的并伴隨有復(fù)雜渦系運(yùn)動(dòng)的復(fù)雜流場(chǎng) ,要應(yīng)用目前的
開(kāi)展全尺寸的機(jī)體噪聲實(shí)驗(yàn)是所必須的。而又由于在飛機(jī)表面總是存在多個(gè)噪聲源 ,為了研究全尺寸結(jié)構(gòu)飛機(jī)表面上各個(gè)獨(dú)立的噪聲源 ,就必須采用聲源分離技術(shù) (也叫聲源定位技術(shù))對(duì)單個(gè)的聲源進(jìn)行測(cè)量和分析。
應(yīng)用平面?zhèn)髀暺麝嚵袑?duì)飛機(jī)飛行中的噪聲源進(jìn)行測(cè)量分析是近年來(lái)逐漸興起的、并已經(jīng)逐漸得到廣泛使用的研究飛機(jī)機(jī)體噪聲的實(shí)驗(yàn)研究方法[ 12 ]。應(yīng)用這種方法 ,可以分辨出真實(shí)飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)和真實(shí)的飛機(jī)飛行條件、飛機(jī)機(jī)體上的各個(gè)重要的噪聲源、獲得各個(gè)聲源的噪聲輻射場(chǎng)特征而不僅僅是一個(gè)飛機(jī)總的噪聲輻射場(chǎng)[ 12215 ]。
作者成功地發(fā)展了大規(guī)模平面?zhèn)髀暺麝嚵袦y(cè)量技術(shù) ,并對(duì)多種飛機(jī)的氣動(dòng)噪聲源進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)測(cè)量分析 ,獲得了豐富的飛機(jī)噪聲實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[ 16222 ]。但是 ,由于受到傳聲器陣列波束模式混淆和旁瓣的影響 ,實(shí)驗(yàn)結(jié)果往往不能清晰地分辨出相距較近的飛機(jī)機(jī)體噪聲源。本文在以前研究工作的基礎(chǔ)上 ,改進(jìn)了平面?zhèn)髀暺麝嚵袛?shù)據(jù)處理方法和軟件 ,發(fā)展了平面?zhèn)髀暺麝嚵袛?shù)據(jù)處理的新算法 —
潔凈信號(hào)處理算法 ,提高了實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的信噪比 ,研究表明 ,新的信號(hào)處理算法可以更加清晰地分離出飛機(jī)表面的氣動(dòng)噪聲源。本文以某型單通道支線客機(jī)為對(duì)象 ,對(duì)飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸過(guò)程中的噪聲源分布特征進(jìn)行了計(jì)算分析 ,并詳細(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特征 ,得到了更加精確的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。
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