基于聲源成像的發(fā)動(dòng)機(jī)模型試車噪聲源分析

魏龍，秦朝紅，任方，陳璐，張忠，侯傳濤

（北京強(qiáng)度環(huán)境研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076）

發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲是各類航天、航空飛行器所承受噪聲載荷的主要來(lái)源之一。航空發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲可超過(guò)140 dB[1]，運(yùn)載火箭在起飛時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的射流噪聲甚至高達(dá)180 dB以上[2]。高強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲不僅會(huì)激勵(lì)在飛行器結(jié)構(gòu)、機(jī)載設(shè)備和地面設(shè)施上，引發(fā)一系列需要考核的動(dòng)力學(xué)環(huán)境問(wèn)題，還會(huì)影響飛行器內(nèi)外工作人員的生理和心里健康。近年來(lái)，隨著航天領(lǐng)域中可重復(fù)使用技術(shù)的興起和發(fā)展，航天飛行器也必然需要仿照航空飛行器開(kāi)展噪聲疲勞的評(píng)價(jià)。因此，在發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車試驗(yàn)過(guò)程中，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲環(huán)境的準(zhǔn)確獲取，對(duì)開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲環(huán)境的考核與評(píng)價(jià)具有重要意義。

在發(fā)動(dòng)機(jī)試車噪聲環(huán)境試驗(yàn)中，基于傳聲器陣列的聲源成像測(cè)量方法，能夠在傳感器工作環(huán)境適宜的遠(yuǎn)場(chǎng)進(jìn)行測(cè)量，獲得噪聲源的時(shí)空和頻率分布特征，能夠在近場(chǎng)單點(diǎn)測(cè)量手段之外，提供一種有力的補(bǔ)充測(cè)量手段。聲源成像技術(shù)在槍炮擊發(fā)點(diǎn)鎖定[3-6]、彈著點(diǎn)定位[7-9]、語(yǔ)音識(shí)別[10]、風(fēng)洞試驗(yàn)[11-17]等領(lǐng)域已得到廣泛應(yīng)用，近些年在國(guó)外航空、航天發(fā)動(dòng)機(jī)試車噪聲的檢測(cè)中多次報(bào)道使用。

2008年，NASA為威廉姆國(guó)際公司測(cè)試了Williams FJ44型號(hào)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)工作噪聲[18]。該實(shí)驗(yàn)有兩個(gè)目的：第一，通過(guò)獲得發(fā)動(dòng)機(jī)工作數(shù)據(jù)，來(lái)研究放置在風(fēng)扇導(dǎo)管非?？拷陲L(fēng)扇葉尖位置處的聲學(xué)泡沫金屬墊的伸出位置與風(fēng)扇噪聲降噪的關(guān)系；第二，獲得診斷數(shù)據(jù)，通過(guò)這些診斷數(shù)據(jù)，能夠更好地了解發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部主要噪聲源的產(chǎn)生機(jī)制。通過(guò)搭建48通道平面?zhèn)髀暺麝嚵邢到y(tǒng)，獲得了該全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)在11個(gè)工作狀態(tài)下的噪聲數(shù)據(jù)，并獲得聲源成像結(jié)果，如圖1所示。

圖1 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)聲源成像實(shí)驗(yàn) Fig.1 Sound source imaging test for turbofan engine

在美國(guó)空軍新型戰(zhàn)機(jī)的研制中，設(shè)計(jì)人員十分關(guān)心戰(zhàn)機(jī)起飛和著陸時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的高強(qiáng)射流噪聲對(duì)工作人員的健康損壞，尤其在戰(zhàn)機(jī)著艦的過(guò)程中，其發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲可能高達(dá)145 dB以上，會(huì)對(duì)艦上人員造成較大的健康損害。因此在發(fā)動(dòng)機(jī)的改進(jìn)設(shè)計(jì)中，需要盡可能降低射流噪聲的大小，一般通過(guò)改變發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴的形狀來(lái)降低噪聲。為了驗(yàn)證降噪設(shè)計(jì)的效果，2009年，美國(guó)空軍聯(lián)合NASA，開(kāi)展了F404-GE-F400發(fā)動(dòng)機(jī)全尺寸噪聲測(cè)量實(shí)驗(yàn)[19]，獲得了1/3倍頻程各頻段的聲源成像云圖及輻射噪聲載荷譜，如圖2所示。

圖2 全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)1/3倍頻程成像云圖 Fig.2 Sound source image at each one-third octave frequency band for aero-engine in full size

2012年，NASA蘭利實(shí)驗(yàn)室使用傳聲器陣列，對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試車噪聲開(kāi)展了噪聲測(cè)量試驗(yàn)，使用直徑3 m的螺線型傳聲器陣列進(jìn)行聲音信號(hào)采集，并通過(guò)波束形成算法重構(gòu)出發(fā)動(dòng)機(jī)噴流噪聲源的圖像，如圖3所示[20]。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)試車噴流噪聲成像試驗(yàn) Fig.3 Jet noise sources imaging test for jet engine

國(guó)內(nèi)目前公開(kāi)報(bào)道的關(guān)于航天發(fā)動(dòng)機(jī)試車試驗(yàn)噪聲檢測(cè)中，幾乎沒(méi)有關(guān)于噴流噪聲源成像定位測(cè)試的記載。文中為了驗(yàn)證基于傳聲器陣列的聲源成像方法在發(fā)動(dòng)機(jī)工作噪聲試驗(yàn)研究中的有效性，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)模型試驗(yàn)，設(shè)計(jì)搭建了傳聲器陣列，對(duì)試驗(yàn)噪聲環(huán)境進(jìn)行測(cè)量，并詳細(xì)分析了發(fā)動(dòng)機(jī)模型試車中噴流噪聲源特征。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)模型試車噪聲源成像原理

陣列遠(yuǎn)場(chǎng)測(cè)量原理如圖4所示。將發(fā)動(dòng)機(jī)模型噴口近場(chǎng)位置處的聲場(chǎng)平面離散成N個(gè)觀測(cè)方位點(diǎn)，設(shè)陣列中各傳聲器測(cè)到的聲壓時(shí)域信號(hào)為pm(t),m=1,2,… ,M，第n個(gè)觀測(cè)方位點(diǎn)的輸出為Qn(t),n=1,2,… ,N。采用時(shí)域波束形成方法（即延時(shí)求和波束形成方法）進(jìn)行噪聲源成像，則第n個(gè)觀測(cè)方位點(diǎn)的輸出表達(dá)式可表示為：

圖4 陣列測(cè)量原理 Fig.4 Sketch map of microphone array measurement

式中：c為聲速；rm為觀測(cè)方位點(diǎn)n到第m個(gè)傳聲器的距離；δ(t)為迪利克雷函數(shù)；rms(f(t))表示f(t)的有效值。

根據(jù)各觀測(cè)方位的輸出值，便可繪制出聲場(chǎng)的聲源成像圖。為了在各頻段內(nèi)考察噴流噪聲源的成像特征，以如式（1）所示的時(shí)域延時(shí)求和波束形成方法為基礎(chǔ)，對(duì)式（1）中的求和信號(hào)進(jìn)行帶通濾波后，再計(jì)算濾波后求和信號(hào)的有效值，并作為對(duì)應(yīng)的觀測(cè)方位點(diǎn)輸出值。

2 試驗(yàn)情況概述和陣列性質(zhì)分析

如圖5a所示，在距離發(fā)動(dòng)機(jī)模型噴口側(cè)面6.5 m處布置傳聲器陣列安裝面板。傳聲器陣列安裝面板的中心與噴口出口截面對(duì)齊，噴口中心位于陣列中心上方0.67 m處。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)模型噪聲測(cè)量方案 Fig.5 Sketch map of the noise measurement for the engine model

傳聲器陣列如圖6所示，傳聲器陣元數(shù)目為24，采用螺旋陣的布陣形式，測(cè)試傳聲器均為自由場(chǎng)無(wú)指向性傳聲器。所有傳聲器信號(hào)傳輸線均使用錫箔紙和隔熱套進(jìn)行隔熱，以防止測(cè)試時(shí)高溫氣流的輻射加熱效應(yīng)損毀測(cè)試線纜。

圖6 傳聲器螺旋陣 Fig.6 The spirals-shaped microphone array

采用MDR數(shù)據(jù)記錄器對(duì)傳聲器數(shù)據(jù)進(jìn)行采集，試驗(yàn)時(shí)的采樣頻率設(shè)為51 200 Hz，并設(shè)置了低通模擬濾波器，截止頻率為20 000 Hz，以防止采集到的數(shù)字信號(hào)出現(xiàn)頻率混疊現(xiàn)象。在發(fā)動(dòng)機(jī)模型點(diǎn)火前，啟動(dòng)采集程序開(kāi)始進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，至試車結(jié)束后停止采集。

采用波束形成方法進(jìn)行聲源成像時(shí)，聲源成像的性能由傳聲器陣列的陣列流形決定。陣列流形反映了不同頻率下傳聲器陣列中各陣元傳聲器的相位關(guān)系，其是由傳聲器的位置決定的。文中采用如圖6所示的陣元位置布置形式，根據(jù)其陣列流形，對(duì)不同1/3倍頻程中心頻率下的波束形成的陣列響應(yīng)特性進(jìn)行分析，如圖7所示。圖7中，各頻率下的主瓣聲源均位于(0 m，0 m)的位置，即陣列在該位置處的響應(yīng)值最大，而除主瓣聲源位置外的最大極值點(diǎn)與主瓣聲源幅值的差的絕對(duì)值稱為最大旁瓣級(jí)。最大旁瓣級(jí)是聲源成像的一個(gè)重要指標(biāo)，最大旁瓣級(jí)越大，意味著聲源成像的抗干擾能力越好，因此聲源辨識(shí)能力越強(qiáng)。從圖7中可以觀察到，頻率越高，最大旁瓣級(jí)越大。將從500～10 000 Hz的各1/3倍頻程中心頻率的最大旁瓣級(jí)統(tǒng)計(jì)后繪制在圖8中，500 Hz時(shí)的最大旁瓣級(jí)最大，為21 dB；10 000 Hz時(shí)，最大旁瓣級(jí)最小，為3.9 dB。此外，還可以發(fā)現(xiàn)，頻率越高，主板聲源的寬度越小，意味著聲源成像雖然在高頻時(shí)的抗干擾能力不如低頻，但在高頻時(shí)的分辨率會(huì)優(yōu)于低頻。

圖7 傳聲器陣列的陣列響應(yīng)性質(zhì) Fig.7 The characteristic of the microphone array response

圖8 不同1/3倍頻程中心頻率下最大旁瓣級(jí) Fig.8 The maximum sidelobe levels in different central frequencies of one-third octave spectrum

3 試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

3.1 波形分析

某個(gè)陣列傳聲器聲壓時(shí)域信號(hào)的概率密度曲線如圖9所示。從圖9中的概率密度曲線以及通過(guò)對(duì)時(shí)域信號(hào)進(jìn)行假設(shè)檢驗(yàn)可以證實(shí)，該試車噴流噪聲信號(hào)服從高斯分布，信號(hào)的峭度約為3.06，總聲壓級(jí)約為156 dB。從信號(hào)的頻譜中可以看到，試車噴流噪聲的能量成分主要集中在10 000 Hz以下。

圖9 信號(hào)的波形信息 Fig.9 Basic information of the sound signal: a) the waveform in time domain, b) the probability density curve of the signal, and c) the waveform in frequency domain

3.2 不同時(shí)刻聲源成像云圖和分析

圖10為試車噴流噪聲源成像云圖。在計(jì)算并繪制云圖過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)模型點(diǎn)火的時(shí)刻定義為0 s，每間隔0.1 s繪制一張聲源成像云圖，從發(fā)動(dòng)機(jī)模型點(diǎn)火到試車結(jié)束，共繪制了500余張成像云圖，并制 作了云圖隨時(shí)間推進(jìn)變化的動(dòng)畫。從中截取了10張?jiān)茍D，涵蓋了從發(fā)動(dòng)機(jī)模型點(diǎn)火、噴流穩(wěn)定噴射、伺服作動(dòng)和發(fā)動(dòng)機(jī)模型停止工作等各個(gè)工作時(shí)段。噴口截面中心點(diǎn)位于(0 m，0 m)位置，噴流方向?yàn)閺挠蚁蜃髧娚洹?/p>

圖10a為發(fā)動(dòng)機(jī)模型點(diǎn)火時(shí)刻的聲源成像云圖，此時(shí)噴流即將從噴口噴射出，能量集中于噴口。圖10b—d為發(fā)動(dòng)機(jī)模型噴流從噴出到逐步穩(wěn)定階段的聲源成像云圖。可以觀測(cè)到，當(dāng)噴流狀態(tài)逐步穩(wěn)定后，成像聲源熱區(qū)形狀呈錐形放射狀，與發(fā)動(dòng)機(jī)模型噴流的形狀近似。圖10e—h為發(fā)動(dòng)機(jī)模型伺服機(jī)構(gòu)作動(dòng)時(shí)的聲源成像云圖。發(fā)動(dòng)機(jī)模型伺服機(jī)構(gòu)的作動(dòng)，使噴管先向上噴射氣流，后逐步移動(dòng)到下方開(kāi)始向下方噴射氣流。噪聲源的分布也與噴流的噴射方向變換一致。圖10i、j為發(fā)動(dòng)機(jī)模型停止工作階段的聲源成像云圖。由于射流的噴射范圍逐漸回縮至噴口，因此聲源形狀也向噴口回縮。綜上所述，聲源成像云圖能夠直觀反映出發(fā)動(dòng)機(jī)模型工作各時(shí)刻狀態(tài)。

圖10 不同時(shí)刻噴流噪聲源成像云圖 Fig.10 Jet noise image at different time

3.3 分頻段的聲源成像云圖和分析

圖11為8個(gè)不同中心頻率各1/3倍頻程頻段下的試車噪聲源成像云圖。所選取的分析數(shù)據(jù)時(shí)段是發(fā)動(dòng)機(jī)模型穩(wěn)定工作后噴管沿水平方向噴射時(shí)的數(shù)據(jù)，共1 s。同時(shí)，將不同1/3倍頻程頻段的聲壓級(jí)最大的聲源與噴口的軸向距離進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)，如圖12所示。綜合圖11和圖12可以觀測(cè)到，從各頻段的云圖中可以直觀看出，不同頻率下發(fā)動(dòng)機(jī)模型噴流噪聲源的位置分布并不一致。當(dāng)頻率較低（<3000 Hz）時(shí)，聲壓級(jí)最大的聲源位置并未出現(xiàn)在噴口附近，而是遠(yuǎn)離噴口，位于噴口下游位置；而當(dāng)頻率較高（>3000 Hz）時(shí)，各頻段下，聲壓級(jí)最大的噪聲源基本出現(xiàn)在噴口附近。

圖11 噴流噪聲源的分頻段成像云圖 Fig.11 Jet noise image at different frequency band

從圖12中可以觀測(cè)到，當(dāng)中心頻率在2000 Hz以內(nèi)的頻段時(shí)，聲壓級(jí)最大的聲源與噴口的軸線距離較遠(yuǎn)，在3.9～12.1 m之間。當(dāng)中心頻率增大到2500 Hz以上時(shí)，在大多數(shù)頻段內(nèi)，聲壓級(jí)最大的聲源都集中在靠近噴口位置。雖然在4000 Hz時(shí)聲壓級(jí)最大的聲源出現(xiàn)在距離噴口軸向距離為6.6 m的下游位置，但是在噴口附近也存在一個(gè)強(qiáng)度相近的聲源，尤其在中心頻率超過(guò)5000 Hz的頻段，聲壓級(jí)最大的聲源與噴口之間的距離都不超過(guò)0.4 m。

圖12 不同頻段噴流噪聲源距離噴口距離統(tǒng)計(jì) Fig.12 The distance from the jet noise source to the nozzle at each frequency band

綜合圖11、12可以發(fā)現(xiàn)，在低頻部分，聲源主要分布在遠(yuǎn)離噴口的噴流下游位置處，而在高頻部分，聲源主要分布在噴口附近。造成這一現(xiàn)象的原因分析如下：發(fā)動(dòng)機(jī)模型噴流會(huì)引發(fā)湍流混合噪聲，這種噪聲主要是由超音速氣流噴入靜止空氣中在邊界 層形成的馬赫波引發(fā)的輻射而產(chǎn)生的。在噴口附近的馬赫波輻射是由小的湍流渦以超音速對(duì)流產(chǎn)生的高頻（短波長(zhǎng)）馬赫波，而遠(yuǎn)離噴口的噴流下游方向產(chǎn)生的是大尺度低頻馬赫波，其能量比小尺度馬赫波更大?？梢园l(fā)現(xiàn)，噴流噪聲的機(jī)理與圖9c的頻譜圖和圖11、12所示的分頻段聲源成像結(jié)果相吻合。

4 結(jié)論

1）將基于傳聲器陣列的聲源成像方法應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)模型的試車噪聲環(huán)境檢測(cè)中，驗(yàn)證了測(cè)量手段的可行性，實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)模型試車噪聲源成像。

2）在噴口側(cè)面6.5 m位置處測(cè)到的噪聲總聲壓級(jí)為156 dB，主要頻率集中在10 000 Hz以內(nèi)，噴流噪聲信號(hào)服從高斯分布，信號(hào)的峭度約為3.06。

3）通過(guò)聲源成像云圖中噴流噪聲源在各個(gè)時(shí)刻的形態(tài)能夠直觀反映出發(fā)動(dòng)機(jī)模型工作各時(shí)刻狀態(tài)。噴流噪聲源在低頻部分的能量比較高，聲源主要分布在遠(yuǎn)離噴口的噴流下游位置處。在高頻部分，聲源主要分布在噴口附近。