陈 涛，侯 宏，陈志菲

（西北工业大学 航海学院，西安 710072）

在起飞降落阶段，飞机由于在机场附近且飞行高度较低，其产生的噪声对机场周围人员产生影响，因此认识飞机产生的噪声特性并进行降噪成为研究人员工作的热点。飞机产生的噪声由发动机噪声和机体噪声组成，由于原先作为飞机主要噪声源的发动机的噪声已经降低到了与飞机机体噪声同等量级的水平，因此机体噪声特别是起落架噪声作为主要噪声源［1］受到越来越广泛的研究。起落架噪声是飞机在起飞降落过程中由于起落架处于放下状态，对空气的扰动产生。认识其噪声特性需要对起落架噪声进行测量。德国宇航研究院、法国航空航天局、美国国家航空航天局、空中客车公司以及波音公司均对此进行了研究工作［1-2］，采取的主要手段有风洞试验和飞行试验。风洞试验由于采用了起落架模型，忽略了起落架的结构细节，导致高频噪声测量不准确，高保真的起落架模型虽然可以考虑到结构细节，但是利用风洞进行实验无法模拟或重建实际的飞行条件，因此进行实际飞行实验测量起落架噪声成为广大研究者工作的重点［3-6］。

1 测量原理

平面传声器阵列中的每个传声器可以测到一个标量的时域声压信号，这个声压只反映声源发出的声音到达麦克风所处位置大气压力脉动的时间历程，不能反映声源的位置，而多个传声器组成的传声器阵列可以反映声源的时空特性。由于阵列中各传声器与声源（飞机起落架）的距离不一样，因此各传声器接收的声场信号的相位各不相同，且存在一定的关系，这种关系能够反映飞机起落架的位置。利用阵列信号处理技术，就可以将平面传声器阵列的输出聚焦到飞机起落架位置，并得到由飞机起落架引起的噪声的特性数值。图1为平面阵测量飞机起落架噪声原理图。

设起落架某处噪声源在t时刻所在位置为（xt，yt，zt），发出的频率为f的声音到达第m个传声器经过时间tm，第m个传声器位置为（xm，ym，zm），为了消除由于传播距离不同带来的声压幅值的不同，将每个传声器接收的声压都转换为标准声压，延迟求和得：

图1 平面阵测量飞机起落架噪声原理图Fig.1 Identifying of landing gear noise by array

p（t）为输出声压；

pm（t+tm）为第m个传声器在t+tm时刻接收的声压；

rref为设定的标准距离，在试验中为飞机过顶高度40 m，其作用是将传声器接收的信号都换算成传声器接收的飞机过顶时的发出的信号，消除由于声传播距离不同带来的声压衰减的不同。

式中：C为声速；M为传声器个数，在实验中为30；wm为权重系数，随扫描点的变化而变化，设扫描点距离第m个传声器为sm，则到第m个传声器的距离与到第一个传声器的距离差为Δs=sm-s1，时间延迟为τm=（sm-s1）/c，相位延迟为 ej2πfτm，则wm=ej2πfτm，f为信号频率，当扫描点为声源位置时，wm将每个传声器接收的信号调整到同相，相加后，使来自噪声源的信号输出最大。

数据采集系统是将传声器接收信号以接收时间t+tm进行48 kHz均匀采样，转换成声源的发射时间t后，变成非均匀采样，因此在进行数据处理时，需进行线性插值。

2 实验过程

2.1 阵列设计及安装

多臂螺旋阵与均匀圆阵相比，具有更好的空间识别能力［7］，两种阵型的500 Hz声源的空间指向性图如图2所示，图2（a）为30元均匀圆阵及其空间指向性图，图2（b）为30元多臂螺旋阵及其空间指向性图，比较可见多臂螺旋阵比均匀圆阵有更好的声源聚焦能力，在其余频率下有同样结论，其原因是多臂螺旋阵可利用的相位差信息更多，阵元的冗余度少。

图2 两种阵型和空间指向性比较图Fig.2 Two kinds arrays and space directivities

因此，实验采用5臂6环30元多臂螺旋阵，空间分辨率如表1所示；现场实图如图3所示。

表1 空间分辨率Tab.1 Spatial resolution

图3 现场实图Fig.3 View of array installation

为了消除来自地面反射声的影响，将传声器固定在60 cm×60 cm的平面木板上，利用水平仪进行高度和水平校准。

2.2 实验环境

实验环境如图4所示，图5给出了差分GPS获得的飞行航迹，其坐标系已由WGS84地球坐标系转换到以螺旋阵中心为原点，地面为xy平面的三维空间坐标系。

图4 飞行实验位置图Fig.4 Flying test locations

2.3 数据处理

对客机所在平面进行网格划分，并在网格点上进行噪声源强度估计。飞行客机的噪声源识别属于宽带运动分布源的参数估计问题，根据客机的差分GPS确定的航迹，对采集信号进行解多普勒运算，此时接收信号相当于宽带静止分布式声源，之后采用常规波束形成算法（CBF）即可得到不同频率下的噪声源分布。

图5 ARJ飞机降落过顶的35 s航迹Fig.5 35 s Flight track of landing

图6为第26、29通道接收的对应的信号波形时域图。

图6 35 s时域波形图Fig.6 35 s Time domain waveforms

30个阵元的采集信号波形大致如图6所示，显然客机过顶时间在第15 s左右。图6（a）的波形较为平稳，图6（b）中在第16 s附近波形有较大起伏，另外第28 s附近波形同样有波动。30个通道中有17个通道波形整体上都较为平稳，其他通道都存在图6（b）中两种波动中的一种或两种，波动位置大致相同。数据处理中主要关注过顶时信号较强的部分，因此只有第16 s附近的波动可能对数据处理有影响。出现此种情况的通道有7，8，9，13，17 和 29，这些阵元的位置如图 7 所示，它们大致位于一条线上。出现波动的原因可能是与噪声的指向性有关。

图7 出现波形波动的阵元的分布（星号指示的阵元）Fig.7 Distribution of array elements which contain waveform fluctuation

几次降落采集的数据均具有上述特点，出现波形波动的阵元也相同。

图8给出了噪声源识别结果，每个数据的处理中的各图均为叠加1/3倍频程内估计结果后得到。

图8 声源识别图Fig.8 Sound sources identifying

由图8可以看出在［160，200］Hz，主起落架是机体表面的主要噪声源，在［200，250］Hz，起落架仍然是主要噪声源，但来自前缘襟翼的噪声已大于起落架噪声，在［250，315］Hz，起落架噪声和前缘襟翼噪声处于同一水平，在［315，800］Hz，前起落架噪声与主起落架噪声处于同一水平，为机体表面主要噪声源。

图9给出了前起落架和主起落架噪声频谱，可以看出两者能量均主要集中于［250，850］Hz之间，说明ARJ飞机起落架线缆、螺钉等小部件对整个起落架噪声的贡献不大，噪声来源主要是主支柱和轮胎等大部件［8］。二者具有较相似的频谱图，这跟二者相似的起落架结构有关，主起落架噪声总体能量大于前起落架噪声，说明起落架噪声辐射能量与其尺寸有关，前起落架噪声在370 Hz、440 Hz和570 Hz处存在强单音噪声，主起落架噪声在350 Hz和540 Hz左右存在强单音噪声，这些可能是起落架舱形成的空腔噪声［9］，可以通过改进起落架舱结构进行降噪。

图9 起落架噪声频谱图Fig.9 Landing gear noise frequency spectrum

3 结论

利用阵列信号处理技术，设计了多臂螺旋阵，对国产客机ARJ的起落架噪声进行了现场测量实验，得到起落架噪声的频谱特点，为降低起落架噪声的工作提供了支持。

［1］ Zawodny N S，Liu F，Yardibi T，et al.A comparative study of a 1/4-scale gulfstream G550 aircraft noise gear model［J］.15th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference，2009.

［2］Jaeger S，Burnside N，Soderman W，et al.Microphone array assessment of an isolated，26%-scale，high-fidelity landing gear［J］.Journal/8th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference and Exhibit，2002：1-15.

［3］ Elkoby R，Brusniak L，Stoker R W，et al.Airframe noise results from the QTD II flight test program［J］.Journal/13th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference （28th AIAA Aeroacoustics Conference），2007：1-18.

［4］ Khorrami M R，Lockard D P，Humphreys W M，et al.Preliminary analysis of acoustic measurements from the NASAGulfstream airframe noise flight test［J］.Journal/14th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference，2008.

［5］ GuerinSiller.A hyybrid time-frequency approach for the noise localization analysis of aircraft fly-overs［J］.Journal/14thAIAA/CEAS Aeroacoustics Conference，2008.

［6］ Abeysinghe， Whitmire， Nesthus，etal. QTD 2 （Quiet Technology Demonstrator 2）main landing gear noise reduction fairing design and analysis［J］.Journal/13th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference （28th AIAA Aeroacoustics Conference），2007.

［7］Mueller T J. Aeroacoustic Measurements ［M ］.Springer，2002.

［8］ Guo Y P.A statistical model for landing gear noise prediction［J］.Journal of Sound and Vibration，2005，282：61-87.

［9］ Michael Pott-Pollenske，Werner Dobrzynski，Heino Buchholz.Airframe Noise Characteristics from Flyover Measurements and Predictions［J］.12thAIAA/CEAS Aeroacoustics Conference.