CN114598983A - 一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法 - Google Patents

一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，首先需要在气动声学风洞中针对民机增升装置保证麦克风阵列处于合适的空间位置，其次是通过采集到的麦克风压力脉动的时间序列信号经过小波分析算法得到时域的频域结果，通过互相关获得互谱密度矩阵进行麦克风后处理算法获得声源强度空间分布随时间的分布变化，在这些基础上将处理结果分为对称的上下区域，进行展向脉动量和展向平均值以及展向脉动量比较展向平均值进行分析，从而获得可靠的统计结果。

Description

一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法
技术领域
本申请涉及麦克风技术领域，是一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法。
背景技术
麦克风阵列是现有涉及声学测试、研究和应用的高校实验室、科研单位和公司使用的声学测量设备，其基于多个麦克风采集的压力时间序列信号，可以进行空间上假想的声源面或者声源体的声源强度分布预测、估计和分析，通过多种不同的后处理算法和声源假设，可以通过比较大量的实验数据获得可以说明声源强度空间变化的分析结果。麦克风阵列已经广泛应用到气动声学风洞的多个尺寸的飞机整机和部件模型噪声测量，以及航空器飞跃测试外场噪声测量，火车噪声测量，汽车噪声测量，风扇、螺旋桨等旋转物体噪声的测量实验。
无论是气动声学风洞还是外场飞跃测试使用的麦克风阵列一般首先采用最为广泛的传统波束成形(CB，即Conventional Beamforming)算法进行实时分析和初步分析，在这一基础上针对不同模型存在不同的麦克风阵列后处理算法。一般对于飞跃测试实验，常采用FB(即Functional Beamforming)算法，也可在后续采用RAB(即Robust adaptivebeamforming)算法，对于通用的机体噪声及分别的部件噪声经常使用CLEAN-SC、DAMAS、NNLS(即Non-negative least-squares)、LPD(即Linear programming deconvolution)、SEM(即Spectral estimation method)算法，对于开口段尾缘噪声可以使用OB(即Orthogonal Beamforming)算法，对于具有强指向性的噪声源可以采用SODIX(即SourceDirectivity Modeling in the Cross-Spectral Matrix)算法，对于管道声学以及风洞噪声实验可以采用CsB(即Compressive sensing beamforming)和GIBF(即Generalizedinverse beamforming)算法，除此之外的通用算法还有IBIA(即Iterative Bayesianinverse approach)和GOM(即Global optimization methods)算法。
民机增升装置是指飞机机翼上各种能活动的舵面以及附面层控制、吹吸气设备等，其与相应的支撑和驱动机构以及动力控制系统等结合共同组成了增升系统。现在的大型民用客机基本上采用具有前缘缝翼和后缘襟翼的多段翼型作为增升装置的基本构型，其缝道附近存在典型的带状声源分布，并且在总的噪声贡献比占据了比较靠前的位置。
带状声源分布是指声源强度在某一个方向上强度分布较为平均，而沿另一个方向上存在一定规律的强度变化。在民机增升装置实验中，所采用的模型为二维剖面拉伸延长的有限翼展的三维模型，声源强度随弦向变化，而沿展向时间平均结果的强度基本稳定。
气动声学风洞实验中，工程和科学研究中都比较关注流向上统计的声源强度分布随不同工况下的变化情况，一般选取展向上统计平均量作为衡量声源强度空间分布的结果，目前主要采用的方法是声源强度区域积分的方法，但是首先，处理的对象是时间平均结果，无法反映具有展向上具有一定动态变化的统计结果，尤其是当处理对象利用特定设置构成非对称情况进行同时测量比较的情况下，可能会忽略一些反应噪声现象物理本质的数据结果，其次，选取的统计区域往往较大，无法反映统计区域内的空间变化，另外，由于当下的增升装置降低噪声的设置手段中包含基于改变展向均匀性的锯齿、柔性、吹吸等手段，需要设计配套的测试方法和后处理手段满足同步确定不同区间内的噪声变化情况。
因此，需要针对具有带状声源分布的民机增升装置噪声麦克风阵列进行特定的测试方法研究。
发明内容
针对上述问题，本发明提出一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，主要解决的技术问题针对具有带状声源分布的民机增升装置噪声麦克风阵列的后处理问题，可以获得更为全面的比较结果，并能够进行非对称情况下的比较分析。
本发明民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，具体步骤为：
步骤1:调整二维平面麦克风阵列的中心位置，即以阵列平面中心处为参考点，参考点需要在增升装置模型对称面位置，并以对称面分为上下两个对称的扫描面。
步骤2：以相同方法对上下两组扫描面时均结果后处理，得到扫描面中各个扫描点的声源强度。
步骤3：引入小波分析获得时间上变化的噪声源强度空间分布，获得声源强度分布随时间的变化关系。
步骤4：根据增升装置模型的带状分布特性，选取带状分布上统计量沿垂直带状分布方向的结果。
本发明的优点在于：
1、区别于现有的人为确定积分区域的时均统计量来衡量噪声强度的空间分布，本发明民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，采用的对称布局一方面只需考虑阵列性能下可以使用的最小空间分辨尺度，结果是随一定方向上离散化的可控统计量，能够衡量更高空间分辨率下结果的变化。
2、本发明民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，对于在展向上下对称位置放置，而非对称设置，能够同步研究噪声强度变化，更大程度上发挥麦克风阵列测试技术在空间分布上区分声源来源的测试技术价值。
附图说明
图1是典型平面麦克风阵列和扫描平面的空间关系图。
图2是典型三段翼增升装置模型在气动声学风洞中麦克风阵列布置俯视图。
图3是针对典型三段翼增升装置30P30N模型划分上下对称区域的示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
本发明民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，是基于二维平面麦克风阵列以及麦克风阵列基本算法，针对具有较大展向尺度的民机增升装置模型，设计的一种针对展向一致性进行研究的声源强度分布时域统计方法。所述二维平面麦克风阵列指所有测量的麦克风位于同一平面上，平行于需要评估的民机增升装置模型扫描面，即等效声源强度分布平面，如图1所示，图中Z为麦克风阵列与扫描面距离，D是麦克风阵列直径，Lx和Ly是扫描面的流向x长度，是扫描面的展向y长度，Nx和Ny为在流向x和展向y上扫描面布置的等间距扫描点个数。r和rm分别是从阵列参考位置到扫描点和参考点的距离。所述展向一致性问题即研究者针对模型在特定水平流向位置处存在垂直展向上研究声源强度的空间脉动变化规律问题，是否存在特定空间位置间的同时或者相反的脉动压力变化规律。
本发明民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法具体步骤为：
步骤1：麦克风阵列选取以及几何位置调整
通过单一麦克风采集声学声压数据或者预先估计被测模型对象的噪声主频范围，保证所采用的麦克风的测量采样频率高于被测对象主频的至少5倍，并确定数据采集相关电子设备能够满足1分钟以上采样时间的数据采集和记录。
麦克风阵列与声源均封闭在隔音空间中或无反射边界条件下。如图2所示，为在气动声学风洞中麦克风阵列布置方式，通过调整二维平面麦克风阵列的中心位置，即以阵列平面中心处(一般为阵列上所有麦克风空间位置的平均值结果，相当于多个麦克风构成的几何中心)为参考点，参考点垂直阵列平面为参考线，移动阵列使得参考线靠近被测模型的噪声源重点研究区域。对于典型三段翼增升装置模型，噪声源重点研究区域在水平流向方向位于前缘缝翼缝道中心或后缘襟翼缝道中心位置区域，在竖直展向方向在垂直模型对称面上，即垂直高度相同，如图2所示，俯视图上阵，列平面参考线位于翼型主翼段中心位置，水平流向上前后分别是前缘缝翼缝道和后缘襟翼缝道。此时可以根据研究对象为前缘缝翼缝道或者后缘襟翼缝道区域确定水平范围，然后在展向上平分为对称的两个区域，即上扫描面和下扫描面，对称条件包括所述麦克风与声源之间的相对位置满足扫描面设置，可以包含对称的两个足够大区域。如图3所示，分别是前缘缝翼缝道和后缘襟翼缝道区域的上下扫描面区域，具体来说，虚线框为两个下扫描面，实线框为两个上扫描面，这一区分上下扫描面的方法是灵活的，依赖于使用者选定的重点关心展向声源的位置。
步骤2：以相同方法对上下两组扫描区域时均结果后处理，得到扫描区域中各个扫描点的声源强度。
设定二维平面阵列中麦克风编号从1到M，对应不同空间位置点的麦克风。由此采集待测麦克风阵列中每个麦克风的声学时间序列信号(声压大小的时间序列信号)，设为Pi(t)，单位为Pa，采样率根据麦克风型号设定，采样时间保证足够长，数值上为根据扫描频率对应扫描时间间隔离散的压力信号，是包含多个周期信号、瞬时信号、白噪声等的可正可负的脉动量。
基于快速傅里叶变换对每个麦克风的时间序列信号Pi(t)进行处理，得到对应麦克风在各个频率f上的时均强度Pi(f)，是一个复数，包含麦克风i在频率f上的强度和相位信息。定义各个频率f上的M×1维列向量P(f)，由Pi(f)组成。
通过如下公式将上述的列向量P(f)计算出互谱密度矩阵R(f)
R(f)＝P(f)P(f)H
式中，P(f)H表征取列向量P(f)的共轭转置。
由此获得了时均意义上的互谱密度矩阵，用来在后续的麦克风阵列常用算法中表征一段时间内，麦克风阵列测量信号的时均结果。
设定二维扫描平面如图1所示，其中扫描点是扫描面上的格点，在x和y方向等间距分布，对扫描面的声源强度分布计算相当于计算声源强度在各个扫描点即格点位置处声源强度的计算，可以近似认为是从参考位置看出的声源强度在空间上的贡献分布。
。由于该计算存在多种方法，各有优劣，本发明仅采用经典的频域Beamforming算法说明得到声源强度分布的步骤。
频域Beamforming算法基于非相干点声源假设，分解声学信号为不同频率上的强度相位信息，采用指向向量计算扫描面上各个扫描点在不同频率上的强度大小。假设某一个扫描点的在频率f的声源强度大小为A(f)，设定其到参考点(这里一般采用上述中二维麦克风平面阵列的中心点)的距离为r，到麦克风i的距离为ri，则频率f的指向向量e的定义如下。
Figure BDA0003539331650000041
Figure BDA0003539331650000042
其中，j指代虚数，对应
Figure BDA0003539331650000043
k是波数，反映在该频率下波在单位长度上传播造成的相位延迟大小，c是当前环境下声速，对于实际测量中要考虑到温度、大气压的修正。
由此基于频域Beamforming算法，根据上述的表征在该频率f下几何关系的指向向量e和麦克风阵列测的时均的互谱密度矩阵R(f)，计算该扫描点处声源强度A(f)的公式如下：
Figure BDA0003539331650000051
其中，M为麦克风阵列的通道数也就是麦克风数目。
考虑到基于频域Beamforming结果的高级反卷积算法等可以从上述的互谱密度矩阵R(f)以及指向向量e进行更高分辨率和动态范围的声源强度空间分布计算，即DAMAS、CLEAN-SC以及Functional Beamforming等学术界公认的算法是可以通过上述叙述得到的时均物理量进行后续计算的，在此仅以频域Beamforming算法的叙述作为示例，表明步骤2中获得了声源空间强度分布的时均结果，这一点，在后续步骤3中也是仅以频域Beamforming算法为例，也可以采用更高精度的高级阵列算法。
步骤3：扫描区域瞬时结果后处理，获得时间上变化的噪声源强度空间分布。
引入小波分析获得时域上的互谱密度矩阵R(f,t)，从而可以获得声源强度分布随时间的变化关系。所采用的小波基为Complex-Morlet小波基，公式如下：
Figure BDA0003539331650000052
其中，fb为时间衰减系数，fc为中心频率系数，需要根据实际情况(所选用的采样频率、采样时间长度和关心的主频大小)灵活选取。这里默认fb为12，fc为6。j为虚数，对应j2＝-1。
计算中通过对麦克风i的声压时间序列信号Pi(t)进行基于上述小波基的运算，参考公认的离散小波变换得到麦克风i在各个频率上随时间变换的复数声压强度值Pi(f,t)(包含强度和相位信息)。这样得到的Pi(f,t)按照上述步骤2中的计算公式得到频率f上的M×1维列向量P(f,t)，将时间设定为固定值时，可以得到互谱密度矩阵R(f)，同样的当时间设为多个时间点后，就得到了瞬时的互谱密度矩阵R(f,t)，从而可以进行后续麦克风算法(如步骤2中的频域Beamforming算法)计算得到空间上各个扫描点的声源强度随时间变化情况，即对于某个扫描点的声源强度A(f,t)。
R(f,t)＝P(f,t)P(f,t)H
步骤4：根据上述得到的各个扫描点的时均声源强度A(f)和瞬时声源强度A(f,t)，通过上述的扫描点划分，区分出针对上下扫描面的时均和瞬时的声源强度分布，将时均和瞬时的声源强度分布沿展向进行统计得到空间上的平均和标准差作为统计量，这些统计量可以用来衡量从对称面上下区域对应的展向声源强度在空间上脉动变化的情况，反映了如增升装置模型这类具有带状分布特性的声源在带状分布上统计量沿垂直带状分布方向的结果。
通过步骤2和3得到的最终声源强度分布随时间的变化以及时均结果，建立对应的结构网格编号，比如对于扫描点(m,n)，这里m和n表征流向x和展向y上扫描面内扫描点编号，流向和展向都是等间距分布的扫描点，按照中心对称分界面，流向数第m列，展向以原理中心对称面第n行就是对应的扫描点(m,n)，f和t是频率和时间。由于步骤1中将扫描面分为上下两个平面，定义扫描点的编号(m,n)是对称上下扫描面对称编号的，即上扫描面编号(m,n)和下扫描面(m,n)在空间上应当是关于两个扫描面中心对称面对称的，用来方便后续直接采用相同序号比较对称的两个点间统计量的差异。
定义上下扫描面区域随时间变化的强度分布A1(m,n,f,t)和A2(m,n,f,t)，此时引入6个统计量用来衡量具有带状声源分布(展向方向上强度时均相近而沿流向变化的声源分布)的噪声源，
Figure BDA0003539331650000061
以及
Figure BDA0003539331650000062
和
Figure BDA0003539331650000063
其中，
Figure BDA0003539331650000064
是上扫描面在沿展向y下强度的平均值，通过统计在上扫描面各个扫描点瞬时A(f,t)组成数据集的平均值得到，
Figure BDA0003539331650000065
是上扫描面在沿展向y下强度的标准差，通过统计在上扫描面各个扫描点瞬时A(f,t)的值组成数据集的标注差得到。同理，
Figure BDA0003539331650000066
是下扫描面在沿展向y下强度的平均值，
Figure BDA0003539331650000067
是下扫描面在沿展向y下强度的标准差。
通过在实验中选定一定时间内分析6个统计量随时间变化，可以得到噪声源空间分布特性随时间变化。对于典型增升装置三段翼气动声学风洞实验中，可以通过
Figure BDA0003539331650000068
和
Figure BDA0003539331650000069
是否随时间处于相对接近的值来衡量实验中设置布置以及模型的对称性，同时对于认为布置上下非对称情况下，可以同步衡量上下出现的结果统计量变化。另外，由于步骤2中得到时均强度结果，可以用时均强度
Figure BDA00035393316500000610
用来将上述的前四个统计量进行无量纲化分析，即将对应
Figure BDA00035393316500000611
和
Figure BDA00035393316500000612
编号用时均作为分母，瞬时作为分子得到无量纲统计量。时均强度
Figure BDA00035393316500000613
与上述
Figure BDA00035393316500000614
Figure BDA00035393316500000615
计算方法同理，但是是通过步骤2中上下扫描面区域时均的强度分布A1(m,n,f)和A2(m,n,f)得到的。
基于上述方法得到的多个统计量，相对于声源空间分布的时均强度，提供了定量化说明展向上声源强度脉动变化情况的统计量，也提供了无量纲化衡量上下区域差别的参数，方便实验人员设计实验中在一次同步的测量中选择上下区域不同布置条件下利用空间上的对称性进行不同布置条件下声源强度的对比和分析。
通过本发明测试方法，可以在具有展向较大尺度非均匀性的气动噪声实验中进行定量化分析展向上声源强度分布的统计变化量，尤其是对于三段翼增升装置模型，如前缘缝翼实验中，设计不同的锯齿尾缘进行降噪时，可以采用本发明测试方法，安装对应非对称的上下区域的锯齿，基于上述的统计量进行分析对比，从而进一步研究锯齿尾缘的相位干涉降噪机理。

Claims (8)

1.一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，其特征在于：具体步骤为：
步骤1:调整二维平面麦克风阵列的中心位置，即以阵列平面中心处为参考点，参考点需要在增升装置模型对称面位置，并以对称面分为上下两个对称的扫描面；
步骤2：以相同方法对上下两组扫描面时均结果后处理，得到扫描面中各个扫描点的声源强度；
步骤3：引入小波分析获得时间上变化的噪声源强度空间分布，获得声源强度分布随时间的变化关系；
步骤4：根据增升装置模型的带状分布特性，选取带状分布上统计量沿垂直带状分布方向的结果。
2.如权利要求1所述一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，其特征在于：所采用的麦克风的测量采样频率高于被测对象主频的至少5倍，并确定数据采集相关电子设备能够满足1分钟以上采样时间的数据采集和记录。
3.如权利要求1所述一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，其特征在于：麦克风、声源均封闭在隔音空间中或无反射边界条件下。
4.如权利要求1所述一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，其特征在于：步骤2中扫描区域中各个扫描点的声源强度具体获取方法为：
设定二维平面阵列中麦克风编号从1到M，麦克风i采集到的声学时间序列信号为Pi(t)；基于快速傅里叶变换对每个麦克风的时间序列信号Pi(t)进行处理，得到对应麦克风在各个频率f上的时均强度Pi(f)；定义各个频率f上的M×1维列向量P(f)；
通过如下公式将上述的列向量P(f)计算出互谱密度矩阵R(f)
R(f)＝P(f)P(f)H
式中，P(f)H表征取列向量P(f)的共轭转置；
由此获得了时均意义上的互谱密度矩阵，根据时均意义上的互谱密度矩阵计算声源强度在扫描面上各个扫描点位置处声源强度。
5.如权利要求1所述一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，其特征在于：步骤3中，时间上变化的噪声源强度空间分布获取方法具体为：
采用的小波基为Complex-Morlet小波基，公式如下：
Figure FDA0003539331640000011
其中，fb为时间衰减系数，fc为中心频率系数；
计算中通过对麦克风i的声压时间序列信号Pi(t)进行基于上述小波基的运算，通过离散小波变换得到麦克风i在各个频率上随时间变换的复数声压强度值Pi(f,t)；根据得到的Pi(f,t)，得到频率f上的M×1维列向量P(f,t)，将时间设定为固定值时，可以得到互谱密度矩阵R(f)，同样的当时间设为多个时间点后，就得到了瞬时的互谱密度矩阵R(f,t)，从而可以进行后续麦克风算法，计算得到空间上各个扫描点的声源强度随时间变化情况。
6.如权利要求1所述一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，其特征在于：通过步骤2和3得到的最终声源强度分布随时间的变化以及时均结果，建立对应的结构网格编号；定义上下扫描面随时间变化的强度分布A1(m,n,f,t)和A2(m,n,f,t)，此时引入6个统计量用来衡量具有带状声源分布(展向方向上强度时均相近而沿流向变化的声源分布)的噪声源，令6个统计量，
Figure FDA0003539331640000021
以及
Figure FDA0003539331640000022
和
Figure FDA0003539331640000023
其中，
Figure FDA0003539331640000024
是上扫描面在沿展向y下强度的平均值，通过统计在上扫描面各个扫描点瞬时A(f,t)组成数据集的平均值得到，
Figure FDA0003539331640000025
是上扫描面在沿展向y下强度的标准差，通过统计在上扫描面各个扫描点瞬时A(f,t)的值组成数据集的标注差得到；同理，
Figure FDA0003539331640000026
是下扫描面在沿展向y下强度的平均值，
Figure FDA0003539331640000027
是下扫描面在沿展向y下强度的标准差；
通过在实验中选定一定时间内分析6个统计量随时间变化，得到噪声源空间分布特性随时间变化。
7.如权利要求6所述一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，其特征在于：对于典型增升装置三段翼气动声学风洞实验中，可以通过
Figure FDA0003539331640000028
和
Figure FDA0003539331640000029
是否随时间处于相对接近的值来衡量实验中设置布置以及模型的对称性，同时对于认为布置上下非对称情况下，可以同步衡量上下出现的结果统计量变化。
8.如权利要求6所述一种民机增升装置噪声麦克风阵列测试方法，其特征在于：由步骤2中得到时均强度结果，通过时均强度
Figure FDA00035393316400000210
用来将前四个统计量进行无量纲化分析，即将对应
Figure FDA00035393316400000211
和
Figure FDA00035393316400000212
编号用时均作为分母，瞬时作为分子得到无量纲统计量。
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