周家檢，郝 璇，陳大斌，付增良，梁 彬，張 旭

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074)

0 引 言

麥克風(fēng)相陣列相陣列技術(shù)能給出聲源位置、頻率、強(qiáng)度和指向性等豐富的噪聲信息，是氣動(dòng)噪聲研究的重要手段。國(guó)外從20 世紀(jì)90 年代起利用相陣列測(cè)試技術(shù)針對(duì)飛機(jī)[1-7]、高速列車[8]等開展了大量氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)研究。國(guó)內(nèi)相陣列技術(shù)研究起步較晚，但發(fā)展很快。隨著我國(guó)大飛機(jī)項(xiàng)目的立項(xiàng)，氣動(dòng)噪聲問題已經(jīng)成為我國(guó)航空領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)問題，各氣動(dòng)研究機(jī)構(gòu)和院校相繼建立起麥克風(fēng)相陣列氣動(dòng)噪聲測(cè)量技術(shù)，形成了氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰?，已?yīng)用于民機(jī)[9-13]和高速列車[14]氣動(dòng)噪聲研究。

民機(jī)氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)周期短，費(fèi)用低，易實(shí)施，在民機(jī)型號(hào)的聲學(xué)設(shè)計(jì)與研究中得到了廣泛應(yīng)用。但風(fēng)洞試驗(yàn)由于存在雷諾數(shù)效應(yīng)、模型失真以及來流流場(chǎng)差異等問題，難以給出如飛行試驗(yàn)結(jié)果般最真實(shí)、最具參考價(jià)值的噪聲數(shù)據(jù)，甚至給出與飛行試驗(yàn)相左的結(jié)果。Stoker[1]對(duì)比了波音777 的6.3%縮比、26%縮比的兩個(gè)縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)與全尺寸飛行試驗(yàn)的氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)結(jié)果，顯示縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果均與飛行試驗(yàn)結(jié)果存在不同程度的差異。美國(guó)QTDⅡ項(xiàng)目中起落架降噪措施飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)顯示，在風(fēng)洞試驗(yàn)中得到驗(yàn)證、有顯著降噪效果的起落架降噪措施，在飛行試驗(yàn)中毫無降噪效果，甚至在某些工況下還增加了低頻噪聲[15]。因此氣動(dòng)噪聲飛行試驗(yàn)仍然是民機(jī)氣動(dòng)噪聲研究不可或缺的環(huán)節(jié)。

在飛行試驗(yàn)中使用地面陣列開展飛機(jī)氣動(dòng)噪聲源識(shí)別的難點(diǎn)在于，由于飛機(jī)與陣列之間存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)而出現(xiàn)的聲傳播多普勒效應(yīng)，給陣列數(shù)據(jù)處理帶來挑戰(zhàn)，需要發(fā)展適用于飛行試驗(yàn)的相陣列技術(shù)，同步獲取飛機(jī)的航跡，對(duì)噪聲信號(hào)進(jìn)行解多普勒效應(yīng)處理，才能進(jìn)行聲源識(shí)別與定位。目前國(guó)內(nèi)應(yīng)用于飛行試驗(yàn)中運(yùn)動(dòng)聲源識(shí)別的相陣列技術(shù)仍基礎(chǔ)薄弱，相關(guān)研究開展較少。喬渭陽等于2001 年在民機(jī)降落過程中利用相陣列技術(shù)開展了飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸過程噪聲研究[16]，于2008 年對(duì)某支線客機(jī)降落過程中的發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲和襟翼噪聲進(jìn)行了研究[17]，分別采用了光學(xué)傳感器和激光測(cè)距傳感器、GPS 系統(tǒng)進(jìn)行航跡監(jiān)測(cè)，民用GPS 定位精度為5 m 量級(jí)。航跡監(jiān)測(cè)是飛行試驗(yàn)的重要環(huán)節(jié)，精確的航跡信息是對(duì)聲源實(shí)現(xiàn)精確定位的必要保證。另外，飛行試驗(yàn)中聲波經(jīng)過長(zhǎng)距離大氣傳播而出現(xiàn)相關(guān)性丟失，距離較遠(yuǎn)的麥克風(fēng)接收到的聲波信號(hào)間的相關(guān)性降低，這給陣列設(shè)計(jì)提出了新的要求。

根據(jù)上述問題，針對(duì)氣動(dòng)噪聲飛行試驗(yàn)中利用麥克風(fēng)相陣列技術(shù)識(shí)別運(yùn)動(dòng)聲源的難點(diǎn)，本文對(duì)時(shí)域波束形成算法、解多普勒效應(yīng)技術(shù)、適用于飛行試驗(yàn)的陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)方法開展了研究。通過仿真聲源分析了航跡誤差對(duì)聲源識(shí)別的影響。在此基礎(chǔ)上，采用差分GPS 系統(tǒng)進(jìn)一步提高無人機(jī)航跡監(jiān)測(cè)精度，基于某無人機(jī)噪聲飛行試驗(yàn)開展了運(yùn)動(dòng)聲源識(shí)別技術(shù)驗(yàn)證。

1 陣列數(shù)據(jù)處理算法

1.1 時(shí)域波束形成算法

陣列數(shù)據(jù)處理算法是麥克風(fēng)相陣列氣動(dòng)噪聲測(cè)試技術(shù)的核心。波束形成算法包括時(shí)域算法和頻域算法。兩類方法的基本假設(shè)在本質(zhì)上是相同的，因而通常能給出相似的結(jié)果。但文獻(xiàn)[1]指出，對(duì)于短時(shí)信號(hào)的處理，時(shí)域方法能給出比頻域算法更好的結(jié)果。在運(yùn)動(dòng)物體的噪聲試驗(yàn)中，噪聲測(cè)試是在運(yùn)動(dòng)物體飛越陣列上方的過程中進(jìn)行的，由于聲源與麥克風(fēng)陣列間存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)，會(huì)發(fā)生多普勒頻移。因此，將相陣列技術(shù)應(yīng)用于運(yùn)動(dòng)聲源時(shí)，只能截取較短的時(shí)域信號(hào)進(jìn)行聲源定位。目前，在應(yīng)用于運(yùn)動(dòng)聲源的相陣列技術(shù)中通常采用時(shí)域算法，在應(yīng)用于靜止聲源的相陣列技術(shù)中通常使用頻域算法。

本文采用了Dougherty[18]提出的改進(jìn)的時(shí)域波束形成算法。典型的時(shí)域波束形成算法公式為：

1.2 解多普勒效應(yīng)

多普勒效應(yīng)給陣列數(shù)據(jù)處理算法提出了新的要求，要求在做波束形成之前必須對(duì)陣列信號(hào)進(jìn)行解多普勒效應(yīng)的處理。本文采用了Zechel[8]的解多普勒效應(yīng)方法，即基于運(yùn)動(dòng)物體軌跡對(duì)麥克風(fēng)信號(hào)進(jìn)行重采樣，如圖1 所示。計(jì)算延時(shí)需要用到與麥克風(fēng)信號(hào)相同步的運(yùn)動(dòng)軌跡數(shù)據(jù)。

圖1 信號(hào)重采樣示意圖Fig. 1 Illustration of noise signal re-sample

2 陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)

2.1 聲傳播相關(guān)性丟失

飛行試驗(yàn)中聲場(chǎng)尺度較大，聲波經(jīng)過長(zhǎng)距離大氣傳播而出現(xiàn)相關(guān)性丟失，距離較遠(yuǎn)的麥克風(fēng)接收到的聲波信號(hào)間的相關(guān)性降低。由于聲傳播相關(guān)性丟失問題的存在，使得大口徑陣列被分割成若干個(gè)小陣列，陣列性能受到極大影響。因而設(shè)計(jì)應(yīng)用于飛行試驗(yàn)的陣列時(shí)必須考慮聲傳播相關(guān)性丟失問題。

Sijtsma[19]依據(jù)大型民機(jī)氣動(dòng)噪聲飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)給出了一種聲傳播相關(guān)性丟失近似模型：在聲傳播相關(guān)性丟失的影響下，有效陣列半徑與聲源頻率成反比，如式（3）所示：

其中： Erf()為 誤差函數(shù)，rn為 單元n距陣列中心的距離。該權(quán)重系數(shù)削弱了有效陣列半徑以外陣列單元的權(quán)重。顯然，飛行試驗(yàn)中的飛行高度、氣象條件均會(huì)影響聲傳播相關(guān)性丟失的程度，實(shí)際應(yīng)用中，可通過噪聲測(cè)試數(shù)據(jù)進(jìn)行評(píng)估，依據(jù)評(píng)估結(jié)果調(diào)整聲傳播相關(guān)性丟失模型。對(duì)于大型民機(jī)氣動(dòng)噪聲飛行試驗(yàn)的陣列設(shè)計(jì)，可參考上述聲傳播相關(guān)性丟失模型。

2.2 陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)問題建模

將上述聲傳播相關(guān)性丟失模型，嵌入陣列性能評(píng)估過程中，以相關(guān)性丟失問題影響下的陣列旁瓣抑制水平和分辨率為目標(biāo)函數(shù)，利用多目標(biāo)優(yōu)化算法，優(yōu)化陣列單元坐標(biāo)。對(duì)陣列多目標(biāo)優(yōu)化問題進(jìn)行如下建模：

2.3 典型陣列設(shè)計(jì)結(jié)果

對(duì)比分析是否考慮聲傳播相關(guān)性丟失問題對(duì)陣列設(shè)計(jì)結(jié)果的影響。陣列設(shè)計(jì)條件如下：陣列樣式為多臂對(duì)數(shù)螺旋陣列，陣列單元數(shù)目為63，口徑為45 m×36 m，聲源距離陣列平面50 m，聲源頻率范圍為300～3 000 Hz，使用了2.1 節(jié)的相關(guān)性丟失模型，使用了多目標(biāo)全局優(yōu)化算法。

圖2、圖3 和圖4 分別給出了兩個(gè)最優(yōu)陣列的陣列單元分布和在聲傳播相關(guān)性丟失影響下的陣列最大旁瓣水平和陣列分辨率，圖中“LoC”表示考慮聲傳播相關(guān)性丟失的最優(yōu)陣列設(shè)計(jì)，“No LoC”表示未考慮聲傳播相關(guān)性丟失的最優(yōu)陣列設(shè)計(jì)。從圖中可以看到，考慮聲傳播相關(guān)性丟失后，陣列單元向陣列中心靠攏，呈現(xiàn)出“外疏內(nèi)密”分布，以保障在陣列外圍單元由于相關(guān)性丟失而“失效”后，陣列中心區(qū)域仍有較多有效單元。從陣列性能曲線上看，在聲傳播相關(guān)性丟失問題影響下，“No LoC”陣列性能急劇下降，在1 200 Hz 徹底失效；而“LoC”陣列則直到3 000 Hz 仍保持了較好的陣列性能，可用頻率范圍大大增加。

圖2 陣列單元分布Fig. 2 Microphone layout of the two arrays

圖3 陣列最大旁瓣水平Fig. 3 Maximum sidelobe level of the two arrays in function of frequency

圖4 陣列分辨率Fig. 4 Resolution of the two arrays in function of frequency

3 運(yùn)動(dòng)聲源識(shí)別仿真分析

對(duì)運(yùn)動(dòng)聲源識(shí)別開展仿真，評(píng)估航跡數(shù)據(jù)誤差、數(shù)據(jù)長(zhǎng)度對(duì)聲源識(shí)別的影響。仿真的工況為：陣列為35 單元構(gòu)成的對(duì)數(shù)螺旋陣列，口徑3 m；點(diǎn)聲源在陣列平面前10 m 距離的直線上，以30 m/s 的速度沿陣列X軸正向飛越陣列；聲源信號(hào)為正弦波加隨機(jī)噪聲，頻率為1 000 Hz，噪聲幅值為正弦波幅值的1%；聲波信號(hào)的采樣率為20 480 Hz。

3.1 數(shù)據(jù)長(zhǎng)度對(duì)陣列性能的影響

圖5 給出了使用不同長(zhǎng)度的航跡和噪聲數(shù)據(jù)給出運(yùn)動(dòng)聲源識(shí)別仿真結(jié)果，數(shù)據(jù)長(zhǎng)度分別為0.05、0.1、0.2 s，對(duì)應(yīng)于航跡長(zhǎng)度為1.5、3.0、6.0 m，航跡中點(diǎn)位于陣列正上方。從圖中可以看到，基于更長(zhǎng)的數(shù)據(jù)識(shí)別出的聲源在航向的尺寸更小。表1 給出了以上聲源識(shí)別結(jié)果的性能參數(shù)，數(shù)據(jù)長(zhǎng)度主要影響航向分辨率，對(duì)旁瓣抑制水平和橫向分辨率影響很小。從以上分析可以看出，相陣列技術(shù)應(yīng)用于運(yùn)動(dòng)聲源時(shí)，通過增加噪聲和航跡數(shù)據(jù)長(zhǎng)度，一定程度上可提高聲源識(shí)別的航向分辨率。

表1 基于不同數(shù)據(jù)長(zhǎng)度的聲源識(shí)別性能Table 1 Noise source identification performances based on records with different length of data

圖5 基于不同數(shù)據(jù)長(zhǎng)度的仿真結(jié)果Fig. 5 Beamforming results based on records with different length of data

3.2 航跡誤差的影響

將麥克風(fēng)相陣列技術(shù)應(yīng)用于運(yùn)動(dòng)聲源探測(cè)時(shí)，其關(guān)鍵在于獲取與噪聲數(shù)據(jù)相同步的運(yùn)動(dòng)物體軌跡數(shù)據(jù)，軌跡誤差對(duì)噪聲源識(shí)別存在影響。軌跡誤差可分為零點(diǎn)誤差、漂移誤差和隨機(jī)誤差。零點(diǎn)誤差來源于陣列坐標(biāo)系與運(yùn)動(dòng)物體坐標(biāo)系的對(duì)標(biāo)誤差，是運(yùn)動(dòng)軌跡的整體偏移。漂移誤差來源于測(cè)量系統(tǒng)的偏移，隨時(shí)間積累。通過數(shù)值仿真手段分別模擬以上三種軌跡誤差，分別分析其對(duì)噪聲源識(shí)別的影響。

圖6 給出了上述運(yùn)動(dòng)聲源識(shí)別仿真結(jié)果。所截取的陣列麥克風(fēng)信號(hào)是點(diǎn)聲源飛越陣列中心時(shí)發(fā)出的，時(shí)間長(zhǎng)度為0.05 s，航跡長(zhǎng)度為1.5 m。圖中黑色十字標(biāo)記的是聲源的真實(shí)位置，白色圓圈為所識(shí)別的聲源位置。從圖中可以看到，清晰地識(shí)別出了聲源，驗(yàn)證了上述時(shí)域波束形成算法和解多普勒效應(yīng)方法的正確性。

圖6 運(yùn)動(dòng)聲源識(shí)別仿真結(jié)果Fig. 6 Contour of a moving noise source

在軌跡數(shù)據(jù)中人為加入1 倍波長(zhǎng)（0.34 m）的航向零點(diǎn)誤差，即軌跡數(shù)據(jù)整體沿X軸正向偏移0.34 m，陣列麥克風(fēng)信號(hào)不變。圖7（a）給出了聲源識(shí)別結(jié)果。從圖中可以看到，聲源被清晰地識(shí)別，但其位置存在偏移；軌跡的零點(diǎn)誤差為沿X軸正向0.34 m，而識(shí)別出的聲源位置反方向偏移約0.34 m。可見零點(diǎn)誤差會(huì)導(dǎo)致識(shí)別出的聲源位置反向等距偏移。在軌跡數(shù)據(jù)中人為加入5 倍波長(zhǎng)（1.7 m）的橫向零點(diǎn)誤差，從圖7（b）中可以看到，航跡數(shù)據(jù)存在Y軸正向偏移時(shí)，在模型坐標(biāo)系中聲源位置出現(xiàn)反向偏移，偏移量為航跡數(shù)據(jù)偏移量。

圖7 軌跡誤差對(duì)識(shí)別結(jié)果的影響Fig. 7 Influence of track error on noise identification

圖7（c）給出了漂移誤差對(duì)聲源識(shí)別的影響。在軌跡數(shù)據(jù)中人為加入航向漂移誤差。在所截取的0.05 s 航跡數(shù)據(jù)中，漂移誤差從0 線性增長(zhǎng)到1 倍波長(zhǎng)，陣列麥克風(fēng)信號(hào)不變。從圖中可以看出，與圖7（a）類似，清晰地識(shí)別出了聲源，但其位置也存在方向偏移，約為0.17 m?？梢娖普`差也會(huì)導(dǎo)致識(shí)別出的聲源位置反向偏移；在漂移誤差線性增長(zhǎng)情況下，偏移距離為累積漂移誤差的一半。

圖7（d）給出了隨機(jī)誤差對(duì)聲源識(shí)別的影響。在軌跡數(shù)據(jù)中人為加入最大幅值為0.1 倍波長(zhǎng)的隨機(jī)誤差。陣列麥克風(fēng)信號(hào)不變。從圖中可以看出，聲源識(shí)別效果顯著變差，主瓣變形，分辨率變差，在主聲源出現(xiàn)很多旁瓣，主聲源位置也出現(xiàn)偏移。可見隨機(jī)誤差對(duì)聲源識(shí)別的影響較大。在實(shí)際應(yīng)用中，應(yīng)著力控制隨機(jī)誤差。

4 無人機(jī)噪聲飛行試驗(yàn)

4.1 試驗(yàn)設(shè)置

在西北某機(jī)場(chǎng)對(duì)某型無人機(jī)噪聲開展了飛行試驗(yàn)研究。該無人機(jī)螺旋槳為三葉推力槳，安裝于機(jī)身尾部。根據(jù)機(jī)場(chǎng)周圍地理?xiàng)l件，在機(jī)場(chǎng)外距機(jī)場(chǎng)跑道終點(diǎn)1 km 處某平整、空曠的地面上布放麥克風(fēng)陣列。在無人機(jī)起飛、平飛飛越陣列上空的過程中，采集陣列噪聲信號(hào)。飛控系統(tǒng)同時(shí)記錄無人機(jī)航跡（經(jīng)緯高、時(shí)間）、發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)（轉(zhuǎn)速、油門）、空速等數(shù)據(jù)。

4.1.1 陣列設(shè)計(jì)

受場(chǎng)地限制，本次試驗(yàn)只能布置細(xì)長(zhǎng)形的陣列。根據(jù)無人機(jī)的飛行狀態(tài)以及螺旋槳工作狀態(tài)，飛機(jī)平飛高度500 m，螺旋槳一階葉片通過噪聲頻率分別為113 Hz 和103 Hz，對(duì)陣列口徑提出了很高的要求。根據(jù)3.2 節(jié)數(shù)據(jù)長(zhǎng)度對(duì)陣列性能的影響分析結(jié)果，增加數(shù)據(jù)長(zhǎng)度在一定程度上可改善航向分辨率。故而采用了直線陣列樣式，垂直于航向布置，在較小的陣列規(guī)模下最大限度保證橫向分辨率。運(yùn)用第2 節(jié)中所述的考慮聲傳播相關(guān)性丟失的陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)方法得到了一個(gè)“外疏內(nèi)密”分布的直線陣列，長(zhǎng)度90 m，41 個(gè)陣列單元。圖8 給出了該陣列對(duì)不同高度聲源的基本響應(yīng)，使用了以陣列正上方為中心的2 s 長(zhǎng)度的航跡數(shù)據(jù)。聲源頻率為100 Hz，飛行速度50 m/s。表2 給出了該陣列的聲源識(shí)別性能，表中也給出了一個(gè)典型平面陣列的對(duì)比結(jié)果，該陣列為2.3 節(jié)中的“LoC”平面陣列放大2 倍的陣列，63 個(gè)陣列單元，橫向口徑90 m、航向口徑72 m。從表中可以看到，直線陣列在航向分辨率和最大旁瓣水平方面略遜于平面陣列，而橫向分辨率略優(yōu)。

圖8 直線陣列對(duì)不同高度運(yùn)動(dòng)聲源的基本響應(yīng)Fig. 8 Beamforming results on noise source at different altitudes

表2 陣列性能Table 2 Performances of the array

4.1.2 測(cè)試系統(tǒng)

測(cè)試系統(tǒng)由地面麥克風(fēng)陣列、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、GPS 授時(shí)系統(tǒng)、機(jī)載差分GPS 系統(tǒng)和便攜式跑道標(biāo)定設(shè)備組成。麥克風(fēng)陣列由41 個(gè)陣列麥克風(fēng)構(gòu)成，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)為東華DH8302 動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，采用了西安同步電子SYN2304 型串口時(shí)間服務(wù)器對(duì)數(shù)采系統(tǒng)的上位機(jī)進(jìn)行GPS 授時(shí)，記錄的噪聲數(shù)據(jù)包含了GPS 時(shí)間。機(jī)載的差分GPS 系統(tǒng)記錄飛機(jī)航跡，通過GPS 時(shí)間實(shí)現(xiàn)噪聲數(shù)據(jù)與航跡數(shù)據(jù)的時(shí)間對(duì)標(biāo)。使用便攜式跑道標(biāo)定設(shè)備測(cè)量陣列點(diǎn)GPS 位置，實(shí)現(xiàn)陣列與航跡的空間對(duì)標(biāo)。

4.2 試驗(yàn)結(jié)果

圖9 給出了起飛和低空平飛狀態(tài)無人機(jī)飛越陣列上空的航跡。X軸方向?yàn)樽晕飨驏|，Y軸方向?yàn)樽阅舷虮薄纱物w行航跡雖然略微偏離陣列中心，但均處于陣列探測(cè)范圍內(nèi)。

圖9 起飛和500 m 平飛航跡Fig. 9 Flight paths of the take off and the fly-over at 500 m altitude

圖10 給出了起飛過程中無人機(jī)噪聲的單麥克風(fēng)頻譜，圖中“P1”、···、“P4”表示1～4 階螺旋槳噪聲分量，“E2” 、···、“E4” 表示2～4 階螺旋槳驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)噪聲分量?？梢钥吹角逦亩嗥绽招?yīng)，表明麥克風(fēng)信號(hào)正常，信噪比良好。無人機(jī)起飛過程中飛越陣列正上方時(shí)的高度為191.7 m，飛行速度為30 m/s。從圖10 中可以看到主要噪聲分量呈現(xiàn)出了顯著的多普勒效應(yīng)。

圖10 起飛狀態(tài)單麥克風(fēng)頻譜Fig. 10 Spectrum of UAV noise: take off

圖11、圖12 給出了無人機(jī)起飛過程中螺旋槳噪聲和發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲的窄帶波束形成結(jié)果，帶寬0.6 Hz，數(shù)據(jù)長(zhǎng)度為1.6 s，對(duì)應(yīng)航跡長(zhǎng)度為50 m。從圖中可以看到，清晰地識(shí)別出了1～3 階螺旋槳噪聲和2、4 階發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲。隨著聲源頻率提高，陣列分辨率提高。

圖11 起飛過程中無人機(jī)螺旋槳噪聲源識(shí)別Fig. 11 Propeller noise source identification: take-off

圖12 起飛過程中無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲源識(shí)別Fig. 12 Engine noise source identification: take-off

圖13 給出了無人機(jī)在高度500 m、飛行速度50 m/s 的平飛過程中無人機(jī)噪聲的單麥克風(fēng)頻譜，圖中“P1”、···、“P4”表示1～4 階螺旋槳噪聲分量，“E2” 、···、“E4” 表示2～4 階螺旋槳驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)噪聲分量?？梢钥吹捷^清晰的多普勒效應(yīng)。圖14 和圖15 給出了無人機(jī)飛越陣列上空的過程中螺旋槳噪聲和發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲的窄帶波束形成結(jié)果，帶寬為0.6 Hz，數(shù)據(jù)長(zhǎng)度為1.6 s，對(duì)應(yīng)航跡長(zhǎng)度為83 m?？梢钥吹?，清晰地識(shí)別出了1～3 階螺旋槳噪聲和2～4 階發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲。與起飛工況的聲源識(shí)別結(jié)果相比，由于所用數(shù)據(jù)對(duì)應(yīng)的航跡長(zhǎng)度增大，航向分辨率得到改善，與橫向分辨率相當(dāng)。但飛行高度升高，陣列對(duì)聲源分辨率降低，特別是橫向分辨率，受陣列尺寸限制，難以有效改善。這也是影響定位精度的主要原因。此外，由于航跡偏離陣列中心，機(jī)身反射及聲源指向性也對(duì)定位結(jié)果產(chǎn)生一定影響。

圖13 500 m 平飛狀態(tài)單麥克風(fēng)頻譜Fig. 13 Propeller noise source identification:fly-over at 500 m altitude

圖14 500 m 低空平飛過程中無人機(jī)螺旋槳噪聲源識(shí)別Fig. 14 Propeller noise source identification:fly-over at 500 m altitude

圖15 500 m 低空平飛過程中無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲源識(shí)別Fig. 15 Engine noise source identification:fly-over at 500 m altitude

5 結(jié) 論

本文針對(duì)氣動(dòng)噪聲飛行試驗(yàn)中運(yùn)動(dòng)聲源識(shí)別的難點(diǎn)，對(duì)麥克風(fēng)相陣列測(cè)量技術(shù)的時(shí)域波束形成算法、解多普勒效應(yīng)技術(shù)開展了研究，建立了適用于運(yùn)動(dòng)聲源識(shí)別的麥克風(fēng)相陣列測(cè)量系統(tǒng)；提出了一種考慮聲傳播相關(guān)性丟失問題的陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，基于該方法給出的陣列，在某型無人機(jī)噪聲飛行試驗(yàn)中，實(shí)現(xiàn)了起飛和低空平飛狀態(tài)螺旋槳和發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲源的定位與識(shí)別?？傻贸鲆韵陆Y(jié)論：

1）考慮聲傳播相關(guān)性丟失問題的陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)方法給出的最優(yōu)陣列，能夠有效應(yīng)對(duì)聲傳播相關(guān)性丟失問題，在較大頻率范圍內(nèi)能夠保持較好陣列性能。

2）軌跡數(shù)據(jù)的零點(diǎn)誤差與漂移誤差對(duì)聲源識(shí)別的動(dòng)態(tài)范圍和分辨率的影響很小，隨機(jī)誤差對(duì)聲源識(shí)別的動(dòng)態(tài)范圍和分辨率的影響很大，可為航跡監(jiān)測(cè)系統(tǒng)搭建提供指導(dǎo)。

3）通過增加用于波束形成的噪聲數(shù)據(jù)對(duì)應(yīng)航跡的長(zhǎng)度，一定程度上可提高陣列的航向分辨率，可用于指導(dǎo)較小規(guī)模的陣列方案設(shè)計(jì)。