陳 濤，侯 宏，陳志菲

（西北工業(yè)大學(xué) 航海學(xué)院，西安 710072）

在起飛降落階段，飛機(jī)由于在機(jī)場(chǎng)附近且飛行高度較低，其產(chǎn)生的噪聲對(duì)機(jī)場(chǎng)周圍人員產(chǎn)生影響，因此認(rèn)識(shí)飛機(jī)產(chǎn)生的噪聲特性并進(jìn)行降噪成為研究人員工作的熱點(diǎn)。飛機(jī)產(chǎn)生的噪聲由發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲和機(jī)體噪聲組成，由于原先作為飛機(jī)主要噪聲源的發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲已經(jīng)降低到了與飛機(jī)機(jī)體噪聲同等量級(jí)的水平，因此機(jī)體噪聲特別是起落架噪聲作為主要噪聲源［1］受到越來越廣泛的研究。起落架噪聲是飛機(jī)在起飛降落過程中由于起落架處于放下狀態(tài)，對(duì)空氣的擾動(dòng)產(chǎn)生。認(rèn)識(shí)其噪聲特性需要對(duì)起落架噪聲進(jìn)行測(cè)量。德國(guó)宇航研究院、法國(guó)航空航天局、美國(guó)國(guó)家航空航天局、空中客車公司以及波音公司均對(duì)此進(jìn)行了研究工作［1-2］，采取的主要手段有風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)由于采用了起落架模型，忽略了起落架的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)，導(dǎo)致高頻噪聲測(cè)量不準(zhǔn)確，高保真的起落架模型雖然可以考慮到結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)，但是利用風(fēng)洞進(jìn)行實(shí)驗(yàn)無法模擬或重建實(shí)際的飛行條件，因此進(jìn)行實(shí)際飛行實(shí)驗(yàn)測(cè)量起落架噪聲成為廣大研究者工作的重點(diǎn)［3-6］。

1 測(cè)量原理

平面?zhèn)髀暺麝嚵兄械拿總€(gè)傳聲器可以測(cè)到一個(gè)標(biāo)量的時(shí)域聲壓信號(hào)，這個(gè)聲壓只反映聲源發(fā)出的聲音到達(dá)麥克風(fēng)所處位置大氣壓力脈動(dòng)的時(shí)間歷程，不能反映聲源的位置，而多個(gè)傳聲器組成的傳聲器陣列可以反映聲源的時(shí)空特性。由于陣列中各傳聲器與聲源（飛機(jī)起落架）的距離不一樣，因此各傳聲器接收的聲場(chǎng)信號(hào)的相位各不相同，且存在一定的關(guān)系，這種關(guān)系能夠反映飛機(jī)起落架的位置。利用陣列信號(hào)處理技術(shù)，就可以將平面?zhèn)髀暺麝嚵械妮敵鼍劢沟斤w機(jī)起落架位置，并得到由飛機(jī)起落架引起的噪聲的特性數(shù)值。圖1為平面陣測(cè)量飛機(jī)起落架噪聲原理圖。

設(shè)起落架某處噪聲源在t時(shí)刻所在位置為（xt，yt，zt），發(fā)出的頻率為f的聲音到達(dá)第m個(gè)傳聲器經(jīng)過時(shí)間tm，第m個(gè)傳聲器位置為（xm，ym，zm），為了消除由于傳播距離不同帶來的聲壓幅值的不同，將每個(gè)傳聲器接收的聲壓都轉(zhuǎn)換為標(biāo)準(zhǔn)聲壓，延遲求和得：

圖1 平面陣測(cè)量飛機(jī)起落架噪聲原理圖Fig.1 Identifying of landing gear noise by array

p（t）為輸出聲壓；

pm（t+tm）為第m個(gè)傳聲器在t+tm時(shí)刻接收的聲壓；

rref為設(shè)定的標(biāo)準(zhǔn)距離，在試驗(yàn)中為飛機(jī)過頂高度40 m，其作用是將傳聲器接收的信號(hào)都換算成傳聲器接收的飛機(jī)過頂時(shí)的發(fā)出的信號(hào)，消除由于聲傳播距離不同帶來的聲壓衰減的不同。

式中：C為聲速；M為傳聲器個(gè)數(shù)，在實(shí)驗(yàn)中為30；wm為權(quán)重系數(shù)，隨掃描點(diǎn)的變化而變化，設(shè)掃描點(diǎn)距離第m個(gè)傳聲器為sm，則到第m個(gè)傳聲器的距離與到第一個(gè)傳聲器的距離差為Δs=sm-s1，時(shí)間延遲為τm=（sm-s1）/c，相位延遲為 ej2πfτm，則wm=ej2πfτm，f為信號(hào)頻率，當(dāng)掃描點(diǎn)為聲源位置時(shí)，wm將每個(gè)傳聲器接收的信號(hào)調(diào)整到同相，相加后，使來自噪聲源的信號(hào)輸出最大。

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)是將傳聲器接收信號(hào)以接收時(shí)間t+tm進(jìn)行48 kHz均勻采樣，轉(zhuǎn)換成聲源的發(fā)射時(shí)間t后，變成非均勻采樣，因此在進(jìn)行數(shù)據(jù)處理時(shí)，需進(jìn)行線性插值。

2 實(shí)驗(yàn)過程

2.1 陣列設(shè)計(jì)及安裝

多臂螺旋陣與均勻圓陣相比，具有更好的空間識(shí)別能力［7］，兩種陣型的500 Hz聲源的空間指向性圖如圖2所示，圖2（a）為30元均勻圓陣及其空間指向性圖，圖2（b）為30元多臂螺旋陣及其空間指向性圖，比較可見多臂螺旋陣比均勻圓陣有更好的聲源聚焦能力，在其余頻率下有同樣結(jié)論，其原因是多臂螺旋陣可利用的相位差信息更多，陣元的冗余度少。

圖2 兩種陣型和空間指向性比較圖Fig.2 Two kinds arrays and space directivities

因此，實(shí)驗(yàn)采用5臂6環(huán)30元多臂螺旋陣，空間分辨率如表1所示；現(xiàn)場(chǎng)實(shí)圖如圖3所示。

表1 空間分辨率Tab.1 Spatial resolution

圖3 現(xiàn)場(chǎng)實(shí)圖Fig.3 View of array installation

為了消除來自地面反射聲的影響，將傳聲器固定在60 cm×60 cm的平面木板上，利用水平儀進(jìn)行高度和水平校準(zhǔn)。

2.2 實(shí)驗(yàn)環(huán)境

實(shí)驗(yàn)環(huán)境如圖4所示，圖5給出了差分GPS獲得的飛行航跡，其坐標(biāo)系已由WGS84地球坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到以螺旋陣中心為原點(diǎn)，地面為xy平面的三維空間坐標(biāo)系。

圖4 飛行實(shí)驗(yàn)位置圖Fig.4 Flying test locations

2.3 數(shù)據(jù)處理

對(duì)客機(jī)所在平面進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并在網(wǎng)格點(diǎn)上進(jìn)行噪聲源強(qiáng)度估計(jì)。飛行客機(jī)的噪聲源識(shí)別屬于寬帶運(yùn)動(dòng)分布源的參數(shù)估計(jì)問題，根據(jù)客機(jī)的差分GPS確定的航跡，對(duì)采集信號(hào)進(jìn)行解多普勒運(yùn)算，此時(shí)接收信號(hào)相當(dāng)于寬帶靜止分布式聲源，之后采用常規(guī)波束形成算法（CBF）即可得到不同頻率下的噪聲源分布。

圖5 ARJ飛機(jī)降落過頂?shù)?5 s航跡Fig.5 35 s Flight track of landing

圖6為第26、29通道接收的對(duì)應(yīng)的信號(hào)波形時(shí)域圖。

圖6 35 s時(shí)域波形圖Fig.6 35 s Time domain waveforms

30個(gè)陣元的采集信號(hào)波形大致如圖6所示，顯然客機(jī)過頂時(shí)間在第15 s左右。圖6（a）的波形較為平穩(wěn)，圖6（b）中在第16 s附近波形有較大起伏，另外第28 s附近波形同樣有波動(dòng)。30個(gè)通道中有17個(gè)通道波形整體上都較為平穩(wěn)，其他通道都存在圖6（b）中兩種波動(dòng)中的一種或兩種，波動(dòng)位置大致相同。數(shù)據(jù)處理中主要關(guān)注過頂時(shí)信號(hào)較強(qiáng)的部分，因此只有第16 s附近的波動(dòng)可能對(duì)數(shù)據(jù)處理有影響。出現(xiàn)此種情況的通道有7，8，9，13，17 和 29，這些陣元的位置如圖 7 所示，它們大致位于一條線上。出現(xiàn)波動(dòng)的原因可能是與噪聲的指向性有關(guān)。

圖7 出現(xiàn)波形波動(dòng)的陣元的分布（星號(hào)指示的陣元）Fig.7 Distribution of array elements which contain waveform fluctuation

幾次降落采集的數(shù)據(jù)均具有上述特點(diǎn)，出現(xiàn)波形波動(dòng)的陣元也相同。

圖8給出了噪聲源識(shí)別結(jié)果，每個(gè)數(shù)據(jù)的處理中的各圖均為疊加1/3倍頻程內(nèi)估計(jì)結(jié)果后得到。

圖8 聲源識(shí)別圖Fig.8 Sound sources identifying

由圖8可以看出在［160，200］Hz，主起落架是機(jī)體表面的主要噪聲源，在［200，250］Hz，起落架仍然是主要噪聲源，但來自前緣襟翼的噪聲已大于起落架噪聲，在［250，315］Hz，起落架噪聲和前緣襟翼噪聲處于同一水平，在［315，800］Hz，前起落架噪聲與主起落架噪聲處于同一水平，為機(jī)體表面主要噪聲源。

圖9給出了前起落架和主起落架噪聲頻譜，可以看出兩者能量均主要集中于［250，850］Hz之間，說明ARJ飛機(jī)起落架線纜、螺釘?shù)刃〔考?duì)整個(gè)起落架噪聲的貢獻(xiàn)不大，噪聲來源主要是主支柱和輪胎等大部件［8］。二者具有較相似的頻譜圖，這跟二者相似的起落架結(jié)構(gòu)有關(guān)，主起落架噪聲總體能量大于前起落架噪聲，說明起落架噪聲輻射能量與其尺寸有關(guān)，前起落架噪聲在370 Hz、440 Hz和570 Hz處存在強(qiáng)單音噪聲，主起落架噪聲在350 Hz和540 Hz左右存在強(qiáng)單音噪聲，這些可能是起落架艙形成的空腔噪聲［9］，可以通過改進(jìn)起落架艙結(jié)構(gòu)進(jìn)行降噪。

圖9 起落架噪聲頻譜圖Fig.9 Landing gear noise frequency spectrum

3 結(jié)論

利用陣列信號(hào)處理技術(shù)，設(shè)計(jì)了多臂螺旋陣，對(duì)國(guó)產(chǎn)客機(jī)ARJ的起落架噪聲進(jìn)行了現(xiàn)場(chǎng)測(cè)量實(shí)驗(yàn)，得到起落架噪聲的頻譜特點(diǎn)，為降低起落架噪聲的工作提供了支持。

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