基于声源成像的发动机模型试车噪声源分析

魏龙，秦朝红，任方，陈璐，张忠，侯传涛

（北京强度环境研究所 可靠性与环境工程技术重点实验室，北京 100076）

发动机噪声是各类航天、航空飞行器所承受噪声载荷的主要来源之一。航空发动机噪声可超过140 dB[1]，运载火箭在起飞时，发动机产生的射流噪声甚至高达180 dB以上[2]。高强发动机噪声不仅会激励在飞行器结构、机载设备和地面设施上，引发一系列需要考核的动力学环境问题，还会影响飞行器内外工作人员的生理和心里健康。近年来，随着航天领域中可重复使用技术的兴起和发展，航天飞行器也必然需要仿照航空飞行器开展噪声疲劳的评价。因此，在发动机地面试车试验过程中，实现发动机噪声环境的准确获取，对开展发动机噪声环境的考核与评价具有重要意义。

在发动机试车噪声环境试验中，基于传声器阵列的声源成像测量方法，能够在传感器工作环境适宜的远场进行测量，获得噪声源的时空和频率分布特征，能够在近场单点测量手段之外，提供一种有力的补充测量手段。声源成像技术在枪炮击发点锁定[3-6]、弹着点定位[7-9]、语音识别[10]、风洞试验[11-17]等领域已得到广泛应用，近些年在国外航空、航天发动机试车噪声的检测中多次报道使用。

2008年，NASA为威廉姆国际公司测试了Williams FJ44型号涡扇发动机工作噪声[18]。该实验有两个目的：第一，通过获得发动机工作数据，来研究放置在风扇导管非常靠近于风扇叶尖位置处的声学泡沫金属垫的伸出位置与风扇噪声降噪的关系；第二，获得诊断数据，通过这些诊断数据，能够更好地了解发动机内部主要噪声源的产生机制。通过搭建48通道平面传声器阵列系统，获得了该全尺寸发动机在11个工作状态下的噪声数据，并获得声源成像结果，如图1所示。

图1 涡扇发动机声源成像实验 Fig.1 Sound source imaging test for turbofan engine

在美国空军新型战机的研制中，设计人员十分关心战机起飞和着陆时发动机的高强射流噪声对工作人员的健康损坏，尤其在战机着舰的过程中，其发动机噪声可能高达145 dB以上，会对舰上人员造成较大的健康损害。因此在发动机的改进设计中，需要尽可能降低射流噪声的大小，一般通过改变发动机喷嘴的形状来降低噪声。为了验证降噪设计的效果，2009年，美国空军联合NASA，开展了F404-GE-F400发动机全尺寸噪声测量实验[19]，获得了1/3倍频程各频段的声源成像云图及辐射噪声载荷谱，如图2所示。

图2 全尺寸发动机1/3倍频程成像云图 Fig.2 Sound source image at each one-third octave frequency band for aero-engine in full size

2012年，NASA兰利实验室使用传声器阵列，对火箭发动机试车噪声开展了噪声测量试验，使用直径3 m的螺线型传声器阵列进行声音信号采集，并通过波束形成算法重构出发动机喷流噪声源的图像，如图3所示[20]。

图3 发动机试车喷流噪声成像试验 Fig.3 Jet noise sources imaging test for jet engine

国内目前公开报道的关于航天发动机试车试验噪声检测中，几乎没有关于喷流噪声源成像定位测试的记载。文中为了验证基于传声器阵列的声源成像方法在发动机工作噪声试验研究中的有效性，通过发动机模型试验，设计搭建了传声器阵列，对试验噪声环境进行测量，并详细分析了发动机模型试车中喷流噪声源特征。

1 发动机模型试车噪声源成像原理

阵列远场测量原理如图4所示。将发动机模型喷口近场位置处的声场平面离散成N个观测方位点，设阵列中各传声器测到的声压时域信号为pm(t),m=1,2,… ,M，第n个观测方位点的输出为Qn(t),n=1,2,… ,N。采用时域波束形成方法（即延时求和波束形成方法）进行噪声源成像，则第n个观测方位点的输出表达式可表示为：

图4 阵列测量原理 Fig.4 Sketch map of microphone array measurement

式中：c为声速；rm为观测方位点n到第m个传声器的距离；δ(t)为迪利克雷函数；rms(f(t))表示f(t)的有效值。

根据各观测方位的输出值，便可绘制出声场的声源成像图。为了在各频段内考察喷流噪声源的成像特征，以如式（1）所示的时域延时求和波束形成方法为基础，对式（1）中的求和信号进行带通滤波后，再计算滤波后求和信号的有效值，并作为对应的观测方位点输出值。

2 试验情况概述和阵列性质分析

如图5a所示，在距离发动机模型喷口侧面6.5 m处布置传声器阵列安装面板。传声器阵列安装面板的中心与喷口出口截面对齐，喷口中心位于阵列中心上方0.67 m处。

图5 发动机模型噪声测量方案 Fig.5 Sketch map of the noise measurement for the engine model

传声器阵列如图6所示，传声器阵元数目为24，采用螺旋阵的布阵形式，测试传声器均为自由场无指向性传声器。所有传声器信号传输线均使用锡箔纸和隔热套进行隔热，以防止测试时高温气流的辐射加热效应损毁测试线缆。

图6 传声器螺旋阵 Fig.6 The spirals-shaped microphone array

采用MDR数据记录器对传声器数据进行采集，试验时的采样频率设为51 200 Hz，并设置了低通模拟滤波器，截止频率为20 000 Hz，以防止采集到的数字信号出现频率混叠现象。在发动机模型点火前，启动采集程序开始进行数据采集，至试车结束后停止采集。

采用波束形成方法进行声源成像时，声源成像的性能由传声器阵列的阵列流形决定。阵列流形反映了不同频率下传声器阵列中各阵元传声器的相位关系，其是由传声器的位置决定的。文中采用如图6所示的阵元位置布置形式，根据其阵列流形，对不同1/3倍频程中心频率下的波束形成的阵列响应特性进行分析，如图7所示。图7中，各频率下的主瓣声源均位于(0 m，0 m)的位置，即阵列在该位置处的响应值最大，而除主瓣声源位置外的最大极值点与主瓣声源幅值的差的绝对值称为最大旁瓣级。最大旁瓣级是声源成像的一个重要指标，最大旁瓣级越大，意味着声源成像的抗干扰能力越好，因此声源辨识能力越强。从图7中可以观察到，频率越高，最大旁瓣级越大。将从500～10 000 Hz的各1/3倍频程中心频率的最大旁瓣级统计后绘制在图8中，500 Hz时的最大旁瓣级最大，为21 dB；10 000 Hz时，最大旁瓣级最小，为3.9 dB。此外，还可以发现，频率越高，主板声源的宽度越小，意味着声源成像虽然在高频时的抗干扰能力不如低频，但在高频时的分辨率会优于低频。

图7 传声器阵列的阵列响应性质 Fig.7 The characteristic of the microphone array response

图8 不同1/3倍频程中心频率下最大旁瓣级 Fig.8 The maximum sidelobe levels in different central frequencies of one-third octave spectrum

3 试验数据分析

3.1 波形分析

某个阵列传声器声压时域信号的概率密度曲线如图9所示。从图9中的概率密度曲线以及通过对时域信号进行假设检验可以证实，该试车喷流噪声信号服从高斯分布，信号的峭度约为3.06，总声压级约为156 dB。从信号的频谱中可以看到，试车喷流噪声的能量成分主要集中在10 000 Hz以下。

图9 信号的波形信息 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 不同时刻声源成像云图和分析

图10为试车喷流噪声源成像云图。在计算并绘制云图过程中，发动机模型点火的时刻定义为0 s，每间隔0.1 s绘制一张声源成像云图，从发动机模型点火到试车结束，共绘制了500余张成像云图，并制 作了云图随时间推进变化的动画。从中截取了10张云图，涵盖了从发动机模型点火、喷流稳定喷射、伺服作动和发动机模型停止工作等各个工作时段。喷口截面中心点位于(0 m，0 m)位置，喷流方向为从右向左喷射。

图10a为发动机模型点火时刻的声源成像云图，此时喷流即将从喷口喷射出，能量集中于喷口。图10b—d为发动机模型喷流从喷出到逐步稳定阶段的声源成像云图。可以观测到，当喷流状态逐步稳定后，成像声源热区形状呈锥形放射状，与发动机模型喷流的形状近似。图10e—h为发动机模型伺服机构作动时的声源成像云图。发动机模型伺服机构的作动，使喷管先向上喷射气流，后逐步移动到下方开始向下方喷射气流。噪声源的分布也与喷流的喷射方向变换一致。图10i、j为发动机模型停止工作阶段的声源成像云图。由于射流的喷射范围逐渐回缩至喷口，因此声源形状也向喷口回缩。综上所述，声源成像云图能够直观反映出发动机模型工作各时刻状态。

图10 不同时刻喷流噪声源成像云图 Fig.10 Jet noise image at different time

3.3 分频段的声源成像云图和分析

图11为8个不同中心频率各1/3倍频程频段下的试车噪声源成像云图。所选取的分析数据时段是发动机模型稳定工作后喷管沿水平方向喷射时的数据，共1 s。同时，将不同1/3倍频程频段的声压级最大的声源与喷口的轴向距离进行了统计，如图12所示。综合图11和图12可以观测到，从各频段的云图中可以直观看出，不同频率下发动机模型喷流噪声源的位置分布并不一致。当频率较低（<3000 Hz）时，声压级最大的声源位置并未出现在喷口附近，而是远离喷口，位于喷口下游位置；而当频率较高（>3000 Hz）时，各频段下，声压级最大的噪声源基本出现在喷口附近。

图11 喷流噪声源的分频段成像云图 Fig.11 Jet noise image at different frequency band

从图12中可以观测到，当中心频率在2000 Hz以内的频段时，声压级最大的声源与喷口的轴线距离较远，在3.9～12.1 m之间。当中心频率增大到2500 Hz以上时，在大多数频段内，声压级最大的声源都集中在靠近喷口位置。虽然在4000 Hz时声压级最大的声源出现在距离喷口轴向距离为6.6 m的下游位置，但是在喷口附近也存在一个强度相近的声源，尤其在中心频率超过5000 Hz的频段，声压级最大的声源与喷口之间的距离都不超过0.4 m。

图12 不同频段喷流噪声源距离喷口距离统计 Fig.12 The distance from the jet noise source to the nozzle at each frequency band

综合图11、12可以发现，在低频部分，声源主要分布在远离喷口的喷流下游位置处，而在高频部分，声源主要分布在喷口附近。造成这一现象的原因分析如下：发动机模型喷流会引发湍流混合噪声，这种噪声主要是由超音速气流喷入静止空气中在边界 层形成的马赫波引发的辐射而产生的。在喷口附近的马赫波辐射是由小的湍流涡以超音速对流产生的高频（短波长）马赫波，而远离喷口的喷流下游方向产生的是大尺度低频马赫波，其能量比小尺度马赫波更大。可以发现，喷流噪声的机理与图9c的频谱图和图11、12所示的分频段声源成像结果相吻合。

4 结论

1）将基于传声器阵列的声源成像方法应用于发动机模型的试车噪声环境检测中，验证了测量手段的可行性，实现了发动机模型试车噪声源成像。

2）在喷口侧面6.5 m位置处测到的噪声总声压级为156 dB，主要频率集中在10 000 Hz以内，喷流噪声信号服从高斯分布，信号的峭度约为3.06。

3）通过声源成像云图中喷流噪声源在各个时刻的形态能够直观反映出发动机模型工作各时刻状态。喷流噪声源在低频部分的能量比较高，声源主要分布在远离喷口的喷流下游位置处。在高频部分，声源主要分布在喷口附近。