CN218332584U - 一种飞机apu进气道声源模拟装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种飞机APU进气道声源模拟装置，属于飞机噪声测试方面的技术领域。该飞机APU进气道声源模拟装置包括：扬声器、波导管、定连接组件、测量麦克风和电气及信号控制组件，所述测量麦克风和所述波导管固定在所述定连接组件上；所述扬声器固定在所述波导管上；所述电气及信号控制组件一端连接于所述测量麦克风，另一端连接于所述扬声器。本实用新型针对的是APU进气道的矩形管道内的声模态发生装置，具有较大创新性。

Description

一种飞机APU进气道声源模拟装置

技术领域

本实用新型属于飞机噪声测试方面的技术领域，涉及一种用于飞机APU进气道声衬研发试验中，在实验室测试阶段阶段所需的声源装置，更具体地涉及一种飞机APU进气道声源模拟装置。

背景技术

飞机的APU(辅助动力装置)在机场上下乘客时开始工作，是主要的停机坪噪声来源。与飞机的发动机类似，可以在其进气道中安装声衬实现降噪。APU的进气道噪声以管道声模态的形式向外传播。APU进气道声衬研发试验中，需要一套声源装置能够产生APU的声模态。与飞机短舱进气道所不同的是，APU进气道管道截面形状为矩形。

现有技术1方案针对环形管道的声模态发生装置，如图1所示，沿模态激发管道的轴向布置有多个环形扬声器阵列，每个环形扬声器阵列包括多个沿模态激发管道的周向布置的扬声器；控制方法中，根据扬声器的安装位置确定各个扬声器对声模态的贡献，构造声源与模态系数的方程组，求解得到声源信息，进而控制扬声器发声形成特定声模态。

现有技术2介绍了NASA Curved Duct Test Rig(CDTR)装置可在矩形管道内产生声模态，管道截面为0.152m×0.381m其使用的扬声器数量为16，可控的最大频率为2500Hz，可控的声模态阶数为长边5，短边2。其针对声模态的控制方法部分，采用了filtered-X LMS算法。首先需要先测量单支扬声器在管道壁面上 31支麦克风组成阵列的响应关系，组成传递函数矩阵。计算目标声模态在麦克风位置上的声压，根据实际测量得到的声压，利用传递函数矩阵对扬声器端的输入值进行修正，直至得到期望的目标声模态。

现有技术1针对圆形/环形管道，无法实现APU进气道这种矩形管道内的声源模拟。而NASA CDTR装置，采用测量-反馈的控制算法。通过在先测量管道内麦克风阵列的声压，和预期的声压进行比较，通过计算机程序进行反馈，直至实现目标声模态的控制。其主要缺点是这种反馈机制需要一定的时间，特别是有多个扬声器组成的阵列，其对反馈算法的效率要求极高，并且不能保证一定能收敛。在大量工况的测试中，需要较长的测试时间才能完成测试。

实用新型内容

为了解决以上问题，本实用新型提供一种飞机APU进气道声源模拟装置。与现有技术相比，本实用新型针对的是APU进气道的矩形管道内的声模态发生装置，具有较大创新性。

根据本实用新型的技术方案，提供一种飞机APU进气道声源模拟装置，所述模拟装置包括：扬声器、波导管、定连接组件、测量麦克风和电气及信号控制组件，

其中，所述测量麦克风和所述波导管固定在所述定连接组件上；

其中，所述扬声器固定在所述波导管上；

其中，所述电气及信号控制组件一端连接于所述测量麦克风，另一端连接于所述扬声器。

进一步地，所述定连接组件包括：顺次连接的第一消声终端、过渡段管道、声模态发生器主管道、第一麦克风阵列安装管道、APU进气道测试管道或声衬、第二麦克风阵列安装管道以及第二消声终端。

进一步地，所述第一/第二消声终端包括第一/第二消声终端管道，以及分别位于所述第一/第二消声终端管道上的第一/第二吸声海绵。

进一步地，所述波导管固定在声模态发生器主管道中。

进一步地，所述测量麦克风插在所述第一/第二麦克风阵列安装管道的安装孔中，能够直接插拔。

进一步地，所述电气及信号控制组件包括：测控计算机和功率放大器，所述测控计算机包括处理器单元、数据采集卡以及信号发生卡。

进一步地，所述麦克风通过信号线与数据采集卡连接，所述信号发生卡与功率放大器通过信号线连接。

进一步地，所述功率放大器与扬声器通过电缆连接。

进一步地，所述数据采集卡和信号发生卡固定在测控计算机的卡槽中。

进一步地，所述处理器单元与数据采集卡及信号发生卡通过计算机内部电路传递信号。

需要注意的是：除另有说明，各部分之间传递的信号均为电压信号。

本实用新型的有益效果：

本实用新型的主要技术改进点为：针对单个声模态声源的模拟，对整个装置的结构进行了设计，特别是扬声器的波导管内部型面和消声终端。对波导管内部型面的设计目的在于确保在声模态可控频率范围内，波导管出口端面只有平面波产生；消声终端设计需要满足声学上的无反射条件，即在测试频率范围内反射系数小于0.3。以上两点是本实用新型的装置中所采用的声模态控制原理和方法成立的前提条件。本实用新型的装置中扬声器数量为NASA CDTR装置的2倍，声模态可控频率比之高1000Hz。

在本实用新型的装置中，针对飞机APU进气道的声源及结构特点，在矩形管道内实现声源模拟功能，可产生声模态、单频噪声及宽频随机噪声三种类型声源，可满足飞机APU进气道声衬研发阶段在实验室中开展声学测试的需求。

与现有技术相比，本实用新型中扬声器沿模态激发管道的轴向和周向布置，通过管道高阶声模态控制方法，考虑扬声器的周向位置和轴向位置，可以实现周向模态和径向模态的激发，并可以同时激发和控制多个声模态，适用范围更广，并且得到的目标声模态在声场中占优。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1示出现有技术中的环形管道声模态装置；

图2示出根据本实用新型实施例的APU进气道声模态发生装置图；

图3示出根据本实用新型实施例的装置的电气及信号控制部分组成图；

图4示出根据本实用新型实施例的扬声器输入电压信号计算方法流程示意图；

图5示出根据本实用新型实施例的波导管结构图；

图6示出根据本实用新型实施例的主管道的坐标系。

本实用新型目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本公开相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本公开的一些方面相一致的装置和方法的例子。

本公开的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本公开的实施例例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

多个，包括两个或者两个以上。

和/或，应当理解，对于本公开中使用的术语“和/或”，其仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系。例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。

本实用新型提供了一种APU进气道声源模拟装置，可以模拟飞机APU进气道的声模态、单频噪声和宽频随机噪声三种类型的声源。该装置的机械部分如图 2所示，包括：1-扬声器；2-波导管；3-声模态发生器主管道；4-过渡段管道；5- 消声终端管道；6-吸声海绵；7-麦克风阵列安装管道；8-APU进气道测试管道或声衬；9-测量麦克风。

该装置的电气及信号控制部分组成如图3所示，包括：10-测控计算机；11- 测控程序；12-数据采集卡；13-信号发生卡；14-功率放大器。各部分连接关系为：

扬声器1固定在波导管2上。波导管2固定在声模态发生器主管道3。管道 3、4、5、6、7、8采用定连接方式组成一个整体，其中3、4、5、7、8采用螺栓 -螺母连接，6采用粘接方式固定在管道5上。其中5和6共同构成消声终端。麦克风9插在管道7的安装孔中，可直接插拔。

麦克风9通过信号线与数据采集卡12连接。信号发生卡13与功率放大器 14通过信号线连接。功率放大器14与扬声器1通过电缆连接。数据采集卡12 和信号发生卡13固定在测控计算机10的卡槽中。包含测控程序11的处理器单元与数据采集卡12及信号发生卡通过计算机内部电路传递信号。除另有说明，各部分之间传递的信号均为电压信号。

本实用新型针对声模态声源模拟的工作步骤如下：

步骤1：根据目标声模态幅值、模态阶数和频率，利用本实用新型中涉及的声模态发生装置的扬声器输入电压信号计算方法，计算每支扬声器所需的电压信号幅值及相位。

步骤2：根据预先计算的电压信号幅值及相位，输入测控程序并启动，通过信号发生卡产生电压信号，经过功率放大器放大，驱动扬声器1发声，扬声器1 所组成的阵列共同作用，产生设定频率下的声模态。

步骤3：使用测控程序及数据采集卡采集由麦克风9组成阵列的噪声信号，使用声模态分解程序计算管道中声模态，确认是否产生所需的声模态。该步骤中测控程序及声模态分解程序为既有方法及程序，不在本实用新型的内容中。

步骤4：对下一组测试目标，重复步骤1-步骤3。

本实用新型中还包括APU进气道中声模态的控制方法及扬声器输入电压计算方法，流程示意图如图4所示。

扬声器输入电压计算方法说明：

工序1：根据振动声源在管道内的传播理论，建立波导管出口端面(与主管道3壁齐平的面)上声质点振动速度与管道内任意一点声压的响应函数关系。

工序2：确定管道内声模态分布函数及可传播声模态阶数。

工序3：建立声模态发生控制方程组Ax＝b。其中A为方程组系数矩阵，b为目标控制声模态组成的列向量。

工序4：计算声模态发生控制方程组系数矩阵A，其中矩阵行数M为设定频率下可传播声模态的总数量，列数N为扬声器的数量。根据现行方程组有解条件，M≤N。

工序5：根据目标声模态，构建目标声模态列向量，行数为M。

工序6：求解线性方程组Ax＝b，得到波导管端面声质点速度列向量x，其行数对应扬声器数量N。

工序7：利用标定测试方法，确定在不同频率下，每支扬声器输入电压与波导管出口端面声质点速度之间的响应关系。这一步也可在工序1前完成。

工序8：利用工序7所确定的响应关系，计算每支扬声器的输入电压值，包括幅值和相位。

对不同的声模态测试条件，重复工序4-6和工序8。

本实用新型针对宽频噪声/单频噪声模拟的工作步骤如下：

步骤1：利用信号发生卡产生指定幅值及频率范围的白噪声信号或单个频率下的正弦波信号，经功率放大器驱动扬声器阵列产生声源。

步骤2：使用测控程序及数据采集卡采集由麦克风9组成阵列的噪声信号，测量管道中不同位置的声压级大小，进一步计算管道中的声功率级，并可确定被测消声部件的插入损失及传递损失等降噪量指标。

步骤3：对下一组测试目标，重复步骤1-步骤2。

本实用新型的装置中核心部分是声模态发生器。扬声器产生声波振动，通过波导管导入主管道。其中波导管需要经过特殊设计，使得在测试频率下只有平面波被导入进主管道。控制多个扬声器的输入电压及相位，使有不同相位的多个声波在主管道内叠加及相互抵消，最终实现目标声模态的控制。

波导管设计如下图5所示。上端为圆柱段，直径与扬声器音头直径相匹配。扬声器与波导管上端连接并固定，同时采取密封措施，避免发生漏声现象，图5 中1位置。波导管中部为圆柱形喉道，图5中2位置，该喉道直径比上端直径小，可以将高阶声模态截止，只有平面波通过。下端为一个逐渐扩张的圆锥面，同时为减少与相邻波导管尺寸上的干涉，两端进行切平处理，出口端面近似为矩形，图5中3位置。

对主管道的两端开口，通过设计消声终端，实现声波无反射，满足声模态控制条件，按照GB/T 17697-2014/ISO 5136:2003《声学风机和其他通风设备辐射入管道的声功率测定管道法》中附录E设计消声终端。

利用声学计算软件对本实用新型的APU进气道声源模拟装置进行数值计算，验证其声模态控制原理。频率为3000Hz，目标声模态阶数为(3,2)，声压级为110dB，利用本实用新型的控制方法，计算在32支扬声器安装位置的复数声压，通过计算得到声模态云图。

进一步提取进气道壁面处的声压，利用声模态分解方法，得到实际在管道中传播的声模态分解结果，主模态和目标声模态完全一致，幅值为112.6dB，与目标声模态的幅值较为接近。验证的结果表明，本实用新型针对APU进气道的特征，所发展的在矩形管道内的声模态发生装置可行，可产生期望的声模态幅值和阶数。

在本实用新型的装置中，针对单频噪声和宽频噪声的模拟，在测控程序中分别选择指定频率下的正弦波信号和指定频率范围内的白噪声信号，经信号发生卡产生信号并通过功率放大器放大驱动扬声器阵列在装置中可产生所需的声源类型。

上面结合附图对本实用新型的实施例进行了描述，但是本实用新型并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本实用新型的启示下，在不脱离本实用新型宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本实用新型的保护之内。

Claims (10)

1.一种飞机APU进气道声源模拟装置，其特征在于，所述模拟装置包括：扬声器、波导管、定连接组件、测量麦克风和电气及信号控制组件，

其中，所述测量麦克风和所述波导管固定在所述定连接组件上；

其中，所述扬声器固定在所述波导管上；

其中，所述电气及信号控制组件一端连接于所述测量麦克风，另一端连接于所述扬声器。

2.根据权利要求1所述的飞机APU进气道声源模拟装置，其特征在于，所述定连接组件包括：顺次连接的第一消声终端、过渡段管道、声模态发生器主管道、第一麦克风阵列安装管道、APU进气道测试管道或声衬、第二麦克风阵列安装管道以及第二消声终端。

3.根据权利要求2所述的飞机APU进气道声源模拟装置，其特征在于，所述第一消声终端包括第一消声终端管道，以及位于所述第一消声终端管道上的第一吸声海绵；所述第二消声终端包括第二消声终端管道，以及位于所述第二消声终端管道上的第二吸声海绵。

4.根据权利要求2所述的飞机APU进气道声源模拟装置，其特征在于，所述波导管固定在声模态发生器主管道中。

5.根据权利要求2所述的飞机APU进气道声源模拟装置，其特征在于，所述测量麦克风插在所述第一麦克风阵列安装管道和第二麦克风阵列安装管道的安装孔中，能够直接插拔。

6.根据权利要求1所述的飞机APU进气道声源模拟装置，其特征在于，所述电气及信号控制组件包括：测控计算机和功率放大器，所述测控计算机包括处理器单元、数据采集卡以及信号发生卡。

7.根据权利要求6所述的飞机APU进气道声源模拟装置，其特征在于，所述麦克风通过信号线与数据采集卡连接，所述信号发生卡与功率放大器通过信号线连接。

8.根据权利要求6所述的飞机APU进气道声源模拟装置，其特征在于，所述功率放大器与扬声器通过电缆连接。

9.根据权利要求6所述的飞机APU进气道声源模拟装置，其特征在于，所述数据采集卡和信号发生卡固定在测控计算机的卡槽中。

10.根据权利要求6所述的飞机APU进气道声源模拟装置，其特征在于，所述处理器单元与数据采集卡及信号发生卡通过计算机内部电路连接传递信号。

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