基于聲源成像的發動機模型試車噪聲源分析

魏龍，秦朝紅，任方，陳璐，張忠，侯傳濤

（北京強度環境研究所 可靠性與環境工程技術重點實驗室，北京 100076）

發動機噪聲是各類航天、航空飛行器所承受噪聲載荷的主要來源之一。航空發動機噪聲可超過140 dB[1]，運載火箭在起飛時，發動機產生的射流噪聲甚至高達180 dB以上[2]。高強發動機噪聲不僅會激勵在飛行器結構、機載設備和地面設施上，引發一系列需要考核的動力學環境問題，還會影響飛行器內外工作人員的生理和心里健康。近年來，隨著航天領域中可重復使用技術的興起和發展，航天飛行器也必然需要仿照航空飛行器開展噪聲疲勞的評價。因此，在發動機地面試車試驗過程中，實現發動機噪聲環境的準確獲取，對開展發動機噪聲環境的考核與評價具有重要意義。

在發動機試車噪聲環境試驗中，基于傳聲器陣列的聲源成像測量方法，能夠在傳感器工作環境適宜的遠場進行測量，獲得噪聲源的時空和頻率分布特征，能夠在近場單點測量手段之外，提供一種有力的補充測量手段。聲源成像技術在槍炮擊發點鎖定[3-6]、彈著點定位[7-9]、語音識別[10]、風洞試驗[11-17]等領域已得到廣泛應用，近些年在國外航空、航天發動機試車噪聲的檢測中多次報道使用。

2008年，NASA為威廉姆國際公司測試了Williams FJ44型號渦扇發動機工作噪聲[18]。該實驗有兩個目的：第一，通過獲得發動機工作數據，來研究放置在風扇導管非常靠近于風扇葉尖位置處的聲學泡沫金屬墊的伸出位置與風扇噪聲降噪的關系；第二，獲得診斷數據，通過這些診斷數據，能夠更好地了解發動機內部主要噪聲源的產生機制。通過搭建48通道平面傳聲器陣列系統，獲得了該全尺寸發動機在11個工作狀態下的噪聲數據，并獲得聲源成像結果，如圖1所示。

圖1 渦扇發動機聲源成像實驗 Fig.1 Sound source imaging test for turbofan engine

在美國空軍新型戰機的研制中，設計人員十分關心戰機起飛和著陸時發動機的高強射流噪聲對工作人員的健康損壞，尤其在戰機著艦的過程中，其發動機噪聲可能高達145 dB以上，會對艦上人員造成較大的健康損害。因此在發動機的改進設計中，需要盡可能降低射流噪聲的大小，一般通過改變發動機噴嘴的形狀來降低噪聲。為了驗證降噪設計的效果，2009年，美國空軍聯合NASA，開展了F404-GE-F400發動機全尺寸噪聲測量實驗[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 全尺寸發動機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蘭利實驗室使用傳聲器陣列，對火箭發動機試車噪聲開展了噪聲測量試驗，使用直徑3 m的螺線型傳聲器陣列進行聲音信號采集，并通過波束形成算法重構出發動機噴流噪聲源的圖像，如圖3所示[20]。

圖3 發動機試車噴流噪聲成像試驗 Fig.3 Jet noise sources imaging test for jet engine

國內目前公開報道的關于航天發動機試車試驗噪聲檢測中，幾乎沒有關于噴流噪聲源成像定位測試的記載。文中為了驗證基于傳聲器陣列的聲源成像方法在發動機工作噪聲試驗研究中的有效性，通過發動機模型試驗，設計搭建了傳聲器陣列，對試驗噪聲環境進行測量，并詳細分析了發動機模型試車中噴流噪聲源特征。

1 發動機模型試車噪聲源成像原理

陣列遠場測量原理如圖4所示。將發動機模型噴口近場位置處的聲場平面離散成N個觀測方位點，設陣列中各傳聲器測到的聲壓時域信號為pm(t),m=1,2,… ,M，第n個觀測方位點的輸出為Qn(t),n=1,2,… ,N。采用時域波束形成方法（即延時求和波束形成方法）進行噪聲源成像，則第n個觀測方位點的輸出表達式可表示為：

圖4 陣列測量原理 Fig.4 Sketch map of microphone array measurement

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

根據各觀測方位的輸出值，便可繪制出聲場的聲源成像圖。為了在各頻段內考察噴流噪聲源的成像特征，以如式（1）所示的時域延時求和波束形成方法為基礎，對式（1）中的求和信號進行帶通濾波后，再計算濾波后求和信號的有效值，并作為對應的觀測方位點輸出值。

2 試驗情況概述和陣列性質分析

如圖5a所示，在距離發動機模型噴口側面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齊，噴口中心位于陣列中心上方0.67 m處。

圖5 發動機模型噪聲測量方案 Fig.5 Sketch map of the noise measurement for the engine model

傳聲器陣列如圖6所示，傳聲器陣元數目為24，采用螺旋陣的布陣形式，測試傳聲器均為自由場無指向性傳聲器。所有傳聲器信號傳輸線均使用錫箔紙和隔熱套進行隔熱，以防止測試時高溫氣流的輻射加熱效應損毀測試線纜。

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

采用MDR數據記錄器對傳聲器數據進行采集，試驗時的采樣頻率設為51 200 Hz，并設置了低通模擬濾波器，截止頻率為20 000 Hz，以防止采集到的數字信號出現頻率混疊現象。在發動機模型點火前，啟動采集程序開始進行數據采集，至試車結束后停止采集。

采用波束形成方法進行聲源成像時，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，根據其陣列流形，對不同1/3倍頻程中心頻率下的波束形成的陣列響應特性進行分析，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值最大，而除主瓣聲源位置外的最大極值點與主瓣聲源幅值的差的絕對值稱為最大旁瓣級。最大旁瓣級是聲源成像的一個重要指標，最大旁瓣級越大，意味著聲源成像的抗干擾能力越好，因此聲源辨識能力越強。從圖7中可以觀察到，頻率越高，最大旁瓣級越大。將從500～10 000 Hz的各1/3倍頻程中心頻率的最大旁瓣級統計后繪制在圖8中，500 Hz時的最大旁瓣級最大，為21 dB；10 000 Hz時，最大旁瓣級最小，為3.9 dB。此外，還可以發現，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的抗干擾能力不如低頻，但在高頻時的分辨率會優于低頻。

圖7 傳聲器陣列的陣列響應性質 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 Fig.8 The maximum sidelobe levels in different central frequencies of one-third octave spectrum

3 試驗數據分析

3.1 波形分析

某個陣列傳聲器聲壓時域信號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對時域信號進行假設檢驗可以證實，該試車噴流噪聲信號服從高斯分布，信號的峭度約為3.06，總聲壓級約為156 dB。從信號的頻譜中可以看到，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。在計算并繪制云圖過程中，發動機模型點火的時刻定義為0 s，每間隔0.1 s繪制一張聲源成像云圖，從發動機模型點火到試車結束，共繪制了500余張成像云圖，并制 作了云圖隨時間推進變化的動畫。從中截取了10張云圖，涵蓋了從發動機模型點火、噴流穩定噴射、伺服作動和發動機模型停止工作等各個工作時段。噴口截面中心點位于(0 m，0 m)位置，噴流方向為從右向左噴射。

圖10a為發動機模型點火時刻的聲源成像云圖，此時噴流即將從噴口噴射出，能量集中于噴口。圖10b—d為發動機模型噴流從噴出到逐步穩定階段的聲源成像云圖。可以觀測到，當噴流狀態逐步穩定后，成像聲源熱區形狀呈錐形放射狀，與發動機模型噴流的形狀近似。圖10e—h為發動機模型伺服機構作動時的聲源成像云圖。發動機模型伺服機構的作動，使噴管先向上噴射氣流，后逐步移動到下方開始向下方噴射氣流。噪聲源的分布也與噴流的噴射方向變換一致。圖10i、j為發動機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動機模型工作各時刻狀態。

圖10 不同時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。所選取的分析數據時段是發動機模型穩定工作后噴管沿水平方向噴射時的數據，共1 s。同時，將不同1/3倍頻程頻段的聲壓級最大的聲源與噴口的軸向距離進行了統計，如圖12所示。綜合圖11和圖12可以觀測到，從各頻段的云圖中可以直觀看出，不同頻率下發動機模型噴流噪聲源的位置分布并不一致。當頻率較低（<3000 Hz）時，聲壓級最大的聲源位置并未出現在噴口附近，而是遠離噴口，位于噴口下游位置；而當頻率較高（>3000 Hz）時，各頻段下，聲壓級最大的噪聲源基本出現在噴口附近。

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中可以觀測到，當中心頻率在2000 Hz以內的頻段時，聲壓級最大的聲源與噴口的軸線距離較遠，在3.9～12.1 m之間。當中心頻率增大到2500 Hz以上時，在大多數頻段內，聲壓級最大的聲源都集中在靠近噴口位置。雖然在4000 Hz時聲壓級最大的聲源出現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強度相近的聲源，尤其在中心頻率超過5000 Hz的頻段，聲壓級最大的聲源與噴口之間的距離都不超過0.4 m。

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

綜合圖11、12可以發現，在低頻部分，聲源主要分布在遠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。造成這一現象的原因分析如下：發動機模型噴流會引發湍流混合噪聲，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的輻射而產生的。在噴口附近的馬赫波輻射是由小的湍流渦以超音速對流產生的高頻（短波長）馬赫波，而遠離噴口的噴流下游方向產生的是大尺度低頻馬赫波，其能量比小尺度馬赫波更大。可以發現，噴流噪聲的機理與圖9c的頻譜圖和圖11、12所示的分頻段聲源成像結果相吻合。

4 結論

1）將基于傳聲器陣列的聲源成像方法應用于發動機模型的試車噪聲環境檢測中，驗證了測量手段的可行性，實現了發動機模型試車噪聲源成像。

2）在噴口側面6.5 m位置處測到的噪聲總聲壓級為156 dB，主要頻率集中在10 000 Hz以內，噴流噪聲信號服從高斯分布，信號的峭度約為3.06。

3）通過聲源成像云圖中噴流噪聲源在各個時刻的形態能夠直觀反映出發動機模型工作各時刻狀態。噴流噪聲源在低頻部分的能量比較高，聲源主要分布在遠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。