在飞机着陆过程中，气流与机体表面相互作用产生了不可忽略的机体噪声，起落架、增升装置等机体部件是主要噪声源^{[1, 2, 3]}。为了研究起落架、襟翼和缝翼等主要机体噪声源的产生机理和特性，进而提供有效的降噪方法，需要在拥有优良流场品质的风洞内进行气动声学试验模拟这种流动产生的噪声，获取噪声源位置、频谱、强度等信息^{[4, 5, 6]}。

国内外研究机构在开口和闭口风洞中均进行了噪声源定位试验，使用传声器阵列和远场传声器对起落架及增升装置等主要机体噪声源进行了测量和分析^{[7, 8, 9]}。研究表明：开口试验段比较易于建立自由声场条件，但射流剪切层对中高频噪声散射作用比较强烈^{[10, 11, 12]}；而闭口试验段散射不是主要问题，中高频数据更为可靠，但存在背景噪声高、气流与传声器之间相互作用和壁面声反射等问题。由于国内闭口试验段风洞资源较多，对传统的闭口试验段进行声学改造并进行噪声源定位试验成为促进民机型号研制的有效方法。

本文利用FL-9风洞的动力段和4组拐角均进行了降噪处理，其背景噪声在国内现有3m量级低速风洞中较低的优势，通过采用声衬试验段降低试验段背景噪声并减弱声反射，以建立满足降噪措施对比验证需要的航空声学试验环境。由于不同缩比尺寸模型声学特性不同，采用基于经典波束形成噪声源定位技术，能够实现1~20kHz频率范围内机体气动噪声的定位。在采用透波布减小气流对传声器的干扰的基础上采用对角移除反卷积方法技术进行附面层与传声器干扰修正，以获取更为精准的噪声源定位数据。

本文利用多孔材料吸声原理，设计了可以整体插入FL-9风洞现有常规试验段的声衬试验段，声衬试验段由收缩段、消声段和扩散段等3个模块组成，如图 1所示。

图 1 声衬试验段 Fig. 1 The lining test section

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收缩段内表面为流线形状，前沿与风洞现有试验段内表面紧密连接，后沿与消声段内表面连接并光滑过渡；消声段内流道截面为宽4.0m、高3.0m的切角矩形，表面为厚1.5mm、带直径3mm圆孔的钢板，内部放置210mm厚的吸声材料；扩散段内表面截面也为流线形状，其前沿与消声段内表面光滑过渡，后沿与风洞试验段内表面紧密连接。

采用在自研低噪声支架上安装B&K传声器的方法，对安装声衬试验段前后风洞背景噪声进行了测量，传声器安装如图 2(a)所示。

图 2(b)给出了风速V=30、50、70m/s时风洞背景噪声对比。可以看出，在噪声主要频带500～ 5000Hz范围具有较好的降噪效果，降噪量在5～10dB，在风速70m/s、频率1000Hz时噪声为86.7dB，满足气动声学试验要求，可以进行模型气动声学试验。

波束形成算法是航空声学定位试验核心技术，在过去的十年中已经得以广泛应用^[13]。波束形成算法是传统时域傅立叶谱估计方法中的一种空域简单扩展形式，即用空域各阵元接收的数据替代传统时域处理中的时域数据^{[14, 15, 16]}。其最大优点是无需声源分布的先验信息，在所研究的模型上定义虚拟的扫描平面，如图 3所示，计算该平面上的栅格点处的波束形成输出，输出的最大值所在的栅格位置与声源位置最近。

图 2 风洞背景噪声测量 Fig. 2 Background noise of wind tunnel

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图 3 阵列平面与扫描平面示意图 Fig. 3 The scan grid of beamforming

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传声器阵列采样方程的向量形式为：

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式中：y(t)为第m个阵元的采样值，G(x)为第m个阵元确定的格林函数，E(t)为噪声项^[19]。

在延迟-求和的经典波束形成算法中，各个通道的采样序列将被附加一个特定的相移再进行同相叠加，使得阵列聚焦到某一格点上。对于一个格点x，经典算法给出的声音强度估计表达式如下：

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对于观测面上的每个格点分别计算上述声强估计值，利用这些数据画出的色阶图就是波束形成算法的声成像图。

传声器的布局直接影响到阵列旁瓣抑制和空间抗混叠的能力。通过研究优化设计分析发现，在阵元数给定的条件下，螺旋线形阵列对于抑制旁瓣以及获得较大的动态范围是极其有效的^{[17, 18]}。结合螺旋线形阵列和奇数个阵元组成的圆环形阵列的优点，自主研制了110通道多臂螺旋阵列，直径约1m，共有11条旋臂，每条旋臂上布置10个B&K 4954传声器，如图 4所示阵元分布图。

图 4 麦克风阵列示意图 Fig. 4 The phased microphone arrays

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采用点扩散函数(Point Spread Function，简称PSF)进行声源模拟和阵列性能分析。图 5给出了阵列波束图像，表 1给出了声源距离阵列中心1m时阵列-3dB束宽和动态范围等性能参数，可以看出，在频率5000Hz时束宽为0.0738m，说明阵列具有较强的低频分辨能力，动态范围达到16.92dB，说明阵列设计中高频旁瓣抑制效果较好。

图 5 阵列波束图像(5000Hz) Fig. 5 The result of beamforming

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风洞试验中，传声器测量的噪声信号包含模型自身气动噪声(感兴趣的待测量)、反射声、风洞背景噪声和气流对传声器作用产生的干扰声等，后3者都是需要修正掉的干扰项。

本文采用差量法进行背景噪声修正，即采用带模型时测量结果扣除空风洞相应风速下的背景噪声。这样在波束形成结果中减去背景噪声的影响，可以使机体噪声源定位更准确。将背景噪声本身的阵列采样记为y_G(t)(字母“G”代表背景噪声)，噪声环境中声源的采样记为y_F(t)(字母“F”代表声源噪声)，并分别计算它们的协方差矩阵：

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上式为阵列的协方差矩阵，它的元素可表示为：

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上标*代表复数的共轭。这样，去除背景噪声之后的波束形成结果为：

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在声衬闭口试验段中进行航空声学试验，麦克风通常是暴露于气流中与洞壁平齐安 装的，气流冲击麦克风产生声压扰动，同时湍流边界层引起的流体压力脉动，这些干扰量亦成麦克风自身噪声，需要进行修正。

由于麦克风测得的自身噪声与模型气动噪声互不相关，只表现在自功率上，而不表现在互功率上。互谱矩阵主对角线上的元素，即麦克风自身噪声信号的自功率，不包含任何相位信息，因此对于阵列性能并不重要，而实际上很多情况下自功率会对每个扫描位置上声源级的重构产生影响，其中的风噪声分量将引起声源图中噪声基底的产生，增大实际声源检测的难度。因此，采用波束形成计算时将互谱矩阵主对角线上元素去除的方法来进行麦克风自噪声修正。

本次验证试验在中国航空工业空气动力研究院FL-9低速增压风洞进行，该风洞为单回路连续式闭口风洞，声衬试验段截面尺寸为4.0m×3.0m，长度5.5m，最大风速为80m/s。

试验采用典型民机缩比模型，通过背撑机构安装在风洞试验段。通过改变迎角和襟翼偏角，模拟不同飞行状态，迎角范围为0°~11.6°，试验风速为V=30、40、50、60、70、80m/s。为了研究起落架和增升装置的噪声特性，模型采用单独安装起落架、襟翼偏角15°和襟翼偏角30°等多种构型。

采用110通道阵列，阵列安装在模型右机翼下方，如图 6所示，与襟翼转轴垂直距离1.6m，阵列中心距模型中轴线0.56m。以阵列中心为原点建立坐标系，取流场方向为x轴，翼展方向为y轴，垂直阵列表面方向为z轴。阵列表面覆盖Kevlar材料，与风洞上壁面齐平，可以减小附面层对传声器的干扰。

图 6 模型及阵列安装 Fig. 6 The model and the phased microphone arrays

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采集系统为自研高速数据采集设备和软件，核心是NI PXIe-1075多通道数据采集器，采样率最高可达200kHz。数据采集软件可以进行数据块与采样率的设置，完成110通道并行数据采集与分布存储。

图 7 PXIe多通道数据采集器 Fig. 7 The PXIe data acquisition system

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图 8(a)和(b)为迎角0°，襟翼偏角30°，风速V=70m/s，频率为2500Hz时背景噪声修正前后的波束形成结果。

图 8 背景噪声影响修正结果 Fig. 8 The results of background noise correction

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对比分析可知，去除背景噪声前后的波束形成得到声压级相对分布变化较小，说明增加声衬试验段后，具有较高的信噪比，一定频带范围内背景噪声对测量结果影响可以忽略。

图 9为对应图 8(b)去除背景噪声并对角移除后的计算结果。可以看出，经过对角移除去除附面层对传声器信号的干扰后，旁瓣明显降低，可以得到更清晰的声压级云图。

图 9 对角移除的波束形成计算结果 Fig. 9 The result of diagonal removal of the cross-powers

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图 10给出了模型迎角4°，襟翼偏角30°时不同风速下全机气动噪声频谱，可以看出不同风速下的噪声频谱趋势相似，噪声声压级随着风速的增加而增大。

图 10 不同风速下全机气动噪声频谱(迎角4°，襟翼偏角30°) Fig. 10 Model noise with velocity

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图 11给出了风速70m/s，襟翼偏角30°时不同迎角下全机气动噪声频谱，可以看出频率在20~2000Hz范围时，随着迎角的增加，脱落涡与主翼后缘相互作用变得剧烈，噪声声压级增大。

图 11 不同迎角全机气动噪声频谱(风速70m/s，襟翼偏角30°) Fig. 11 Model noise with angle of attack

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进一步对襟翼边缘划分区域积分，以得到扫描平面(声源平面)的积分声压级数据，图 12和13给出了计算结果。可以看出，襟翼边缘噪声随着模型迎角的增加而增大，这与迎角增大旋涡和分离加剧这一空气动力学基本规律相一致^{[20, 21]}。

图 12 外襟翼边缘积分区域划分 Fig. 12 Integral zone of the outer flap

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图 13 不同迎角下襟翼边缘噪声特性 Fig. 13 Flap noise with angle of attack

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为了满足在传统的闭口风洞进行航空声学定位试验的需求，研发了适用于FL-9低速增压风洞的声衬试验段、阵列测量系统和数据分析软件。由安装声衬试验段前后的背景噪声测量结果、采用典型民机模型进行航空声学定位试验结果，可以得到如下基本结论：

(1) 声衬试验段降噪效果显著，使FL-9风洞形成航空声学定位试验环境，可以应用于全机机体、起落架、增升装置等部件航空声学定位试验；

(2) 采用的风洞背景噪声修正、麦克风自噪声等修正方法是有效、合理的，与自主研发的麦克风相位阵列、定位数据处理程序一起形成较为成熟的声衬闭口试验段航空声学定位试验技术。