基于风洞的气动声学试验对测量系统提出了很高的要求:由于气动噪声通常具有很高的频率范围(飞行器的合格噪声标准要求频率数据在几十赫兹到十几千赫兹范围内，对于缩比较大的模型，则应关注更高频率范围内的声源信息^[3])，因此要求传声器和数据采集设备必须在较宽的频带内具有良好的动态范围；同时，为了实现对不同频率噪声源的准确定位，构成相控阵列的传声器数量非常庞大^[4]，如DNW-LLF风洞使用100只传声器构成2m×2m阵列用于全机模型的噪声试验^[5]。另外，气动声学试验需要较低的背景噪声以获取准确的有用数据，对射流内/外的环境噪声进行标定也是测量系统必须具备的功能。因此，用于风洞试验的声学测量系统具有测试通道数多、采样率高、测试对象复杂等特点。

针对气动声学试验的特点，研制了一套具备256通道测试能力的声学测量系统，其最高采样率可达204.8kSa/s，满足风洞背景噪声和气动噪声源定位测量的要求。该系统采用分布式架构设计，有效地提高了自身的抗干扰能力；即插即用技术的使用降低了系统构建的复杂度，同时提高了测试结果的可靠性；基于LabVIEW开发的软件设计合理、功能完善，实现了高速数据的实时流盘和大样本数据的快速访问。 1 风洞声学测量系统研制的基本要求

风洞背景噪声属于宽频带噪声，主要来源于风扇、风洞回路部件(如拐角导流片、阻尼网等)以及高速气流在开口试验段壁面产生的边界层噪声等^{[6, 7]}，实际测量时应对流场内/外的主要噪声源进行考核，测量范围 通常为20Hz~20kHz，考虑到低频湍流的影响，其频率下限应更低。而在进行气动噪声源识别定位测量时，对全尺寸飞行器的噪声测量范围应满足GB 9661-88《机场周围飞机噪声测量方法》规定的50Hz~10kHz，考虑到模型尺寸缩比的关系，此测量频率上/下限均相应地提高。因此，根据5.5m×4m声学风洞的功能要求，结合 气动声学试验的特点，对声学测量系统提出了以下设计技术要求，如表 1所示。

5.5m×4m风洞声学测量系统的硬件部分主要由声传感器(含前置放大器)、阵列架(或固定架)、多通道并行数据采集系统和测量分析工作站等构成，如图 1所示。不同类型的传声器与多通道数据采集系统相结合，实现了风洞背景噪声性能测量和气动噪声源识别定位测量。

图 1 5.5m×4m风洞声学测量系统构成 Fig 1 The structure of 5.5m×4m wind tunnel acoustic measurement system

图选项

测量射流内部的背景噪声，必须使用压力场传声器以获取实际位置处的声压级；而为了得到射流外部无畸变的真实声压，则应使用自由场传声器^[8]。相控阵列架通常位于射流外部，阵列面上布置1组相位差别不大的特殊的自由场传声器(通常称为阵列传声器)用于测量模型表面的噪声源分布。

通过对比国内外先进的传声器，最终选定G.R.A.S公司生产的40AE、46AO、40PH和40BE传声器作为声压感应元件，其主要技术指标见表 2。在满足设计技术要求(见表 1)的基础上，对阵列测试的频率上限适当提高，以满足更大缩比模型的试验要求；所有类型的传声器均提供满足IEEE 1451.4^TM标准的数字/模拟接口^[9]，无需额外的极化电压即可正常工作，简化了与数据采集设备的连接。

声学数据采集系统为风洞背景噪声性能测量和气动噪声源识别定位测量所共用，是一套基于PXIe总线的多通道并行数据采集平台，使用16块高精度动态数据采集模块PXIe-4499构成了256路的测试通道，其最高采样可达204.8kSa/s。为保证阵列数据采集对同步的严格要求，采用PXIe-1075机箱提供的10MHz时基作为所有A/D转换器的参考时钟，降低了因时钟抖动、偏移等引发的各通道数据间的时差问题，同步精度小于1ns。所有采集通道同样满足IEEE 1451.4^TM标准的接口规范，与传声器相连形成了即插即用的智能测试系统。

声学风洞试验规范要求操作人员必须远离试验现场，同时为了缩短数据采集设备与传声器之间的连接线缆，降低信号传输过程中的电磁干扰，设计了分布式测试架构：整套数据采集系统安装在风洞消声室内，通过MXI远程控制套件(PXIe-PCIe 8375)和光纤与位于控制间的测量分析工作站相连，实现了系统的远程控制与数据传输。使用光纤传输数字化后的声压信号，有效地提高了系统的抗干扰能力。为了降 低数据采集设备的自身噪声对试验结果的影响，在采集机箱外部敷设了专用的消声材料，降噪后的采集设备满足MIL-PRF-28800F指标要求，其声压级小于40dB(A)，声功率小于50dB(A)。 2.3 综合性能分析

本项目选择的声学测量设备(包括传声器和数采设备)都属于当今业界先进的产品。表 3列举了目前国际上几种主流的声学数据采集设备的关键技术指标，通过对比研究，以PXIe-4499为基础构建的PXIe数据采集系统在采样率和通道数方面优势明显，虽然动态测量范围只有114dB，但是在程控增益的调节下，最终可达144dB。同时，基于PXIe总线的测试系统具有很强的扩展性，如波音公司曾利用该类型产品集成了高达900点的声阵列装置用于完成实飞噪声测试。因此，5.5m×4m风洞声学测量系统不仅能够满足目前气动声学试验的要求，同时为下一步系统能力的提升(测试通道大于256路)奠定了技术基础。

声学测量软件采用模块化功能结构，使用LabVIEW开发，结合计算机强大的运算处理能力，形成软硬件相结合的虚拟仪器测试平台^[10]。 3.1 软件功能与结构

风洞声学测量软件的主要功能包括：

(1) 从采集硬件中读取传声器输出的电压信号，并按照相应的灵敏度转换为声压信号；(2) 实时显示指定通道的时域数据，同时监视全部测试通道是否工作正常；(3) 对不同的测试对象进行分组存储，并记录所有测试参数以供事后数据分析处理；(4) 查询历史数据，并提供多种文件类型的转换接口。

程序流程图如图 2所示，具体表述如下：

图 2 系统软件流程图 Fig 2 The flow chart of the system software

图选项

(1) 启动程序，读取上次试验结束时存储的配置文件，获取相关的试验参数；(2) 设置采样率、采集点数、触发方式等参数；对所有选定的测试通道进行属性设置，包括灵敏度、量程和激励方式等，并根据不同的测试对象将通道进行分组排序；(3) 采集开始前，必须对系统进行校准，以确保系统的误差保持在允许的范围之内；(4) 开始采集时，根据设定的采样率和 采集点数分块读取指定长度的数据，将得到的声压信 号显示在界面上，并对全部测试通道的数据进行求取 方差的运算，以判断各通道是否处于正常的工作状 态；同时将数据按规范存储在指定的路径下；(5) 如果需要对测试数据进行离线访问，则按所需要求读取指定长度的数据大小，并以图形和数值的方式显示结果。 3.2 程序设计中的几个关键环节

(1) 快速准确的多通道属性设置。实际应用中，上百只传声器的灵敏度、量程各不相同，对测试通道属性配置快捷性和准确性提出了很高的要求。由于传声器和数据采集模块均满足IEEE 1451.4^TM标准的智能型变换器混合模式接口规范，通过软件可以自动访问传声器内部的TEDS EEPROM以获取相关的参数，该方式有效地提高了测试通道配置的效率。测试表明，对256通道进行设置时只需短短几秒钟的时间，同时避免了手动输入参数带来的测试误差，提高测试结果的可靠性；另外，更换不同的传声器不会导致代码的更改。软件自动获取传声器TEDS信息的代码如图 3所示。

图 3 解析传声器TEDS信息的软件代码 Fig 3 The software code of obtaining the TEDS information on sensor

图选项

(2) 高效、合理的实时数据流盘与存储模式。采用多线程的并行处理算法和TDMS文件技术以确保256通道高达153.6MB/s的数据吞吐量。多线程并行技术将采集和存储划分为2个独立的循环：采集循环从硬件设备不断地获取数据，将得到的数据缓存至特定的队列堆栈中，存储循环则不断地从堆栈中取出数据，并释放相应的内存，这种并行技术具有较高的运行效率和相对较少的内存需求。保证队列堆栈不会溢出的关键环节是数据写入文件的速度足够快，通过研究不同类型文件的存储效率，最终选择了基于二进制数据流原理的TDMS文件作为测试数据的存储格式。TDMS文件具有体积小、可搜索、易读取等优点^[11]，同时可将不同测试对象的数据分组存储在同一个文件中，并记录相应的试验参数以便于对测试数据进行离线处理。图 4为多线程并行处理程序代码。

图 4 多线程并行处理算法的软件代码 Fig 4 Software code of the multi-threaded parallel arithmetic

图选项

对256路通道以204.8kSa/s的速率进行实时流盘测试，采集时间为10min。结果表明，采集和存储的进度基本一致，两者之间的时间延迟小于1s。 4 风洞试验及结果分析

风洞验证性试验在5.5m×4m声学风洞开口试验段中完成。模型采用尾撑装置支撑；10只40AE传声器安装在远场弧形轨上，用于测量风洞背景噪声和声源指向性；140只40PH传声器按多臂螺旋线形式布置在3m×3m的阵列架上，共有7条螺旋臂，每条螺旋臂由20只传声器构成，用于测量试验模型表面的气动噪声源分布；数据采集系统安装在喷口下方的地面上，通过光纤与控制间的测量分析工作站进行通信。试验模型及设备安装情况如图 5所示。

图 5 验模型及测量设备在风洞中的安装图 Fig 5 Installation diagram of test model and measurement equipment

图选项

试验开始前，使用42AB压力校准器对系统的每个测试点(包括 传声器和数据采集设备)进行校准，考核系统的频响特性和传声器的灵敏度，确保系统处于正常的工作状态。图 6为40AE、46AO、40PH和40BE 4类传声器的幅频曲线，由图可知所有测试结果的准确度均小于±0.2dB，满足系统的设计指标要求。

图 6 声传感器的校准幅频曲线 Fig 6 Calibration spectrum of acoustic sensors

图选项

为了考核相控阵列对声源的识别能力，在试验模型的中段安装频率为4038Hz的发声单元，使用51.2kSa/s的速率对140个阵列传声器进行采样，采集时间为10s，然后按文献^[12]介绍的计算方法对数据进行处理和成像。由图 7可知阵列识别出的发声单元位置与实际安装位置是一致的，相控阵列的测试结果真实可靠。

图 7 发声单元识别结果 Fig 7 Identification results of sound source unit

图选项

将模型降低到射流外，测量空风洞的背景噪声。采样率为51.2kSa/s，采集时间为20s。图 8给出了风速80m/s时，弧形轨中心位置的40AE传声器测得的空风洞背景噪声频谱曲线。由图可以看出，在80m/s的风速下，背景噪声A计权声压级在100Hz到25kHz的范围内小于75dB(A)，满足气动声学试验的要求^[6]。

图 8 风洞背景噪声频谱曲线(V=80m/s) Fig 8 Background noise spectrum of wind tunnel (V=80m/s)

图选项

本次验证性试验主要研究全机模型在着陆状态下的噪声源分布及噪声的传播特性。试验风速分别为40、50、60和70m/s，采样率为51.2kSa/s，采集时间为30s，同样使用文献^[12]介绍的计算方法对阵列数据进行处理和成像。图 9给出了风速70m/s、模型着陆状态下迎角0°时相控阵列在3150Hz频率段(1/3倍频程)的分析结果。在此频率下时襟翼滑轨处出现明显噪声源，而且缝翼与机身交接处的缺口也开始出现噪声，但强度相对较弱，此状态下模型的主要噪声源为起落架、增升装置、增升装置滑轨、缝翼与机身交接处的缺口。

图 9 迎角0°时的噪声源分布(V=70m/s，f=3150Hz)Fig 9 Noise source distribution on model (V=70m/s,α=0°,β=0°,f=3150Hz)

图选项

根据气动声学试验的特殊要求，结合现代声学测量技术的特点，研制了1套高性能声学测量系统。即插即用智能测试技术的应用简化了大型测量系统构建的复杂度，提高了系统的灵活性和稳定性；软件的合理设计实现了海量数据的实时流盘和分组管理，为后续数据处理分析提供了便利。通过性能测试和风洞验证性试验表明，该系统能够可靠地完成声学风洞背景噪声性能测试和气动噪声源识别定位测试。