焦麗娟

摘 要：文章對(duì)飛行條件下飛機(jī)表面聲載荷測(cè)試方法進(jìn)行了研究。為了降低表面?zhèn)髀暺靼惭b產(chǎn)生的額外氣動(dòng)噪聲，給出了采用過渡圓盤安裝表面?zhèn)髀暺鞯姆椒?，并?duì)飛行過程中其他測(cè)試設(shè)備的安裝及固定方法進(jìn)行了介紹。另外還對(duì)測(cè)試步驟以及數(shù)據(jù)處理方法進(jìn)行了研究。最后，對(duì)飛行過程中表面?zhèn)髀暺靼惭b和環(huán)境變化對(duì)測(cè)試結(jié)果產(chǎn)生的影響的修正方法進(jìn)行了研究，以最大的程度還原機(jī)體表面的真實(shí)聲載荷。

關(guān)鍵詞：噪聲測(cè)試；表面聲載荷；測(cè)試方法

中圖分類號(hào)：V216.5 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A 文章編號(hào)：2095-2945（2018）29-0142-02

Abstract： In this paper， the test method of acoustic load on aircraft surface under flight condition is studied. In order to reduce the extra aerodynamic noise caused by the installation of the surface microphone， the method of installing the surface microphone with the transitional disc is given， and the installation and fixing methods of other test equipment during the flight are introduced. In addition， the test steps and data processing methods are also studied. Finally， the modification method of the influence of the surface microphone installation and environmental changes on the test results during the flight process is studied， in order to maximize the reduction of the real sound load on the surface of the body.

Keywords： noise test； surface acoustic load； test method

1 概述

聲載荷測(cè)試是飛機(jī)飛行噪聲測(cè)試的重要內(nèi)容，其測(cè)試結(jié)果對(duì)聲疲勞試驗(yàn)、艙內(nèi)噪聲控制、部件抗疲勞設(shè)計(jì)等都具有非常重要的參考價(jià)值。飛機(jī)噪聲載荷主要有兩類：一類是飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，另一類是機(jī)體表面噪聲。由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)表面聲載荷測(cè)試的復(fù)雜性，不僅需要采用高聲強(qiáng)表面?zhèn)髀暺?、?shù)據(jù)采集與分析儀器等主要儀器設(shè)備，而且還需要供電、環(huán)境數(shù)據(jù)測(cè)量等輔助設(shè)備構(gòu)成測(cè)量鏈進(jìn)行測(cè)試。本文對(duì)飛行條件下飛機(jī)表面聲載荷測(cè)試方法進(jìn)行了研究。

2 測(cè)試系統(tǒng)

飛行狀態(tài)下機(jī)體表面聲載荷測(cè)試所用儀器主要包括：活塞發(fā)聲器、表面?zhèn)髀暺鳌?shù)據(jù)采集器、采集器專用蓄電池、筆記本電腦。測(cè)量系統(tǒng)框圖如圖1所示。

3 設(shè)備安裝

3.1 表面?zhèn)髀暺鞯恼迟N

在測(cè)量機(jī)體結(jié)構(gòu)表面的聲載荷時(shí)，由于表面的不平整性會(huì)產(chǎn)生額外的氣動(dòng)噪聲，因此進(jìn)行測(cè)量時(shí)應(yīng)使傳聲器敏感面與機(jī)體表面平齊，或采用過渡裝置降低對(duì)表面流場(chǎng)的干擾。為了得到可信的統(tǒng)計(jì)結(jié)果，一般還需要進(jìn)行多個(gè)起落的飛行測(cè)量。

表面?zhèn)髀暺靼惭b方式一般有兩種，一是在原有機(jī)身蒙皮上附加一層金屬面板，并在其上打孔進(jìn)行傳聲器的安裝，這種方法能最大限度降低對(duì)流場(chǎng)的擾動(dòng)，但是需要對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行改動(dòng)，在一般的飛行測(cè)試中這是不允許的；二是采用過渡圓盤進(jìn)行安裝，這種方法不需要對(duì)機(jī)體表面結(jié)構(gòu)進(jìn)行改動(dòng)，安裝方便，是現(xiàn)在普遍采用的方法，安裝示意圖和效果圖分別如圖2、圖3所示。但是傳聲器的固定方式、過渡圓盤的尺寸都會(huì)對(duì)測(cè)試結(jié)果產(chǎn)生一定的影響，實(shí)際應(yīng)用時(shí)需要針對(duì)不同的飛行速度開展相應(yīng)的試驗(yàn)研究，確定不同飛行速度下的修正量，從而保證外表面噪聲測(cè)試的準(zhǔn)確性。

3.2 數(shù)據(jù)采集器安裝

固定飛機(jī)艙內(nèi)的測(cè)試儀器，包括數(shù)據(jù)采集器、專用蓄電池、測(cè)量信號(hào)線。可以采用白布帶扎緊和膠帶粘貼固定的方式，使測(cè)試儀器在艙內(nèi)固定牢固，飛機(jī)飛行期間不能出現(xiàn)任何滑動(dòng)。

3.3 傳聲器引出電纜布線及保護(hù)

測(cè)點(diǎn)布線用耐溫膠帶粘貼在機(jī)體表面，通過機(jī)體表面的縫隙或小孔進(jìn)入艙內(nèi)與數(shù)據(jù)采集器連接。高溫處測(cè)點(diǎn)需采用耐高溫線。

4 測(cè)試過程

飛機(jī)起飛滑跑前，測(cè)量系統(tǒng)時(shí)間和飛機(jī)上GPS時(shí)間對(duì)準(zhǔn)，設(shè)置采集器為獨(dú)立工作模式，然后使采集器開始采集工作，拆下筆記本剩下采集器和專用蓄電池一起工作。

飛行測(cè)試時(shí)，艙內(nèi)沒有噪聲測(cè)試人員，噪聲測(cè)量系統(tǒng)按預(yù)設(shè)的參數(shù)自動(dòng)采集聲載荷。試驗(yàn)設(shè)備（包括專用蓄電池、采集器）及它們之間的連線在飛機(jī)艙內(nèi)固定好，保證在各飛行階段試驗(yàn)設(shè)備不會(huì)出現(xiàn)滑動(dòng)。

一個(gè)飛行架次，采集器連續(xù)不間斷測(cè)試記錄聲載荷，形成一個(gè)記錄數(shù)據(jù)文件。飛機(jī)降落后，及時(shí)停止采集器工作，檢查記錄數(shù)據(jù)文件的有效性。飛行測(cè)試完成后盡快獲取與測(cè)試有關(guān)的飛行參數(shù)，通過飛行參數(shù)和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比可區(qū)分不同的測(cè)量狀態(tài)。

5 數(shù)據(jù)處理

進(jìn)行數(shù)據(jù)處理前，對(duì)每個(gè)狀態(tài)的數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)域檢查。對(duì)于飛行測(cè)試數(shù)據(jù)，特別是多個(gè)狀態(tài)連續(xù)記錄在一個(gè)文件中，首先按照飛行參數(shù)劃分各狀態(tài)，其次在每個(gè)狀態(tài)中，對(duì)于變化較大的時(shí)域數(shù)據(jù)，依據(jù)總聲壓級(jí)差不大于3dB原則對(duì)該狀態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行分段處理。

頻域數(shù)據(jù)處理采用經(jīng)典譜估計(jì)方法，平均方式為譜平均，給出功率譜密度（PSD）。倍頻程和1/3倍頻程譜的平均方式為譜平均，同時(shí)給出20Hz～10kHz的總聲壓級(jí)，給出倍頻程和1/3倍頻程譜。數(shù)據(jù)處理流程圖如圖4所示。

6 測(cè)試結(jié)果修正

飛機(jī)在空中飛行時(shí)，外表面粘貼的表面?zhèn)髀暺鲿?huì)遇到高速氣流，高空飛行時(shí)還會(huì)遇到低溫。這些因素會(huì)影響測(cè)量結(jié)果，在飛行測(cè)試結(jié)果中應(yīng)予修正。

6.1 表面?zhèn)髀暺靼惭b影響測(cè)量結(jié)果的修正

表面?zhèn)髀暺靼惭b在飛機(jī)外表面，雖然安裝了過渡圓盤，遇高速氣流還會(huì)產(chǎn)生附加噪聲。

為了估算帶過渡圓盤安裝方式產(chǎn)生附加噪聲的大小，需要在帶氣流全消聲室進(jìn)行了地面模擬試驗(yàn)。首先，安裝表面?zhèn)髀暺魇箓髀暺髂て推桨灞砻嫫烬R，放在氣流條件下測(cè)量噪聲；其次，按飛機(jī)上的安裝方式，即在平板上通過過渡圓盤安裝方式安裝表面?zhèn)髀暺?，放在氣流條件下測(cè)量噪聲，模擬實(shí)驗(yàn)照片如圖5所示。比較兩種不同安裝方式下的測(cè)量結(jié)果，可得到附加噪聲的大小。相同馬赫數(shù)下，兩種不同安裝方式測(cè)得的噪聲值相減，得到附加噪聲的修正量。對(duì)不同馬赫數(shù)下修正量，用最小二乘法插值或外推，可得到其他馬赫數(shù)下的修正量。

6.2 壓力、溫度變化影響測(cè)量結(jié)果的修正

飛行測(cè)試時(shí)表面?zhèn)髀暺魉幁h(huán)境和地面測(cè)試所處環(huán)境有很大差別，環(huán)境參數(shù)壓力、溫度會(huì)有較大變化。壓力、溫度變化會(huì)影響測(cè)量結(jié)果，所以需要對(duì)測(cè)量結(jié)果做修正。

B&K;公司給出了表面?zhèn)髀暺鞯挠嘘P(guān)修正系數(shù)，壓力修正系數(shù)為-0.007dB/kPa，溫度修正系數(shù)為0.013dB/℃。

7 結(jié)束語

本文針對(duì)飛行條件下飛機(jī)表面聲載荷測(cè)試，給出了測(cè)試準(zhǔn)備、測(cè)試過程以及測(cè)試數(shù)據(jù)后處理和修正的具體方法，對(duì)進(jìn)行該試驗(yàn)起到了指導(dǎo)作用。

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