賀謙 韓凱 馮建民

摘要：針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)復(fù)雜環(huán)境，開展了基于任意布設(shè)傳聲器的聲源定位方法研究。以基于時(shí)差的定位算法為基礎(chǔ)，通過信號(hào)端點(diǎn)檢測法進(jìn)行不同傳聲器之間的時(shí)差計(jì)算。采用優(yōu)化算法進(jìn)行標(biāo)定方程組的求解，建立了任意布設(shè)傳聲器的空間坐標(biāo)標(biāo)定方法。通過聲源定位算法和傳聲器的空間坐標(biāo)標(biāo)定方法研究，形成了一種基于任意布設(shè)傳聲器的聲源定位方法，并對(duì)該方法進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果表明，該方法能夠在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)復(fù)雜環(huán)境下，準(zhǔn)確定位異常聲源的空間位置，為實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)異常聲響快速、準(zhǔn)確定位提供技術(shù)支持。

關(guān)鍵詞：傳聲器；聲源定位；坐標(biāo)標(biāo)定；任意布設(shè)；飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)

中圖分類號(hào)：V216.5文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.12.007

基金項(xiàng)目：航空科學(xué)基金（201809T7001）

飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中的異常聲響是結(jié)構(gòu)損傷或損傷前兆的表征，準(zhǔn)確、快速定位異常聲響位置在提供試驗(yàn)決策支持等方面具有非常重要的意義。飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)現(xiàn)場有大量的加載及測控設(shè)備，常規(guī)傳聲器陣列受體積的限制很難按需求布設(shè)，造成異常聲響的定位精度無法滿足厘米級(jí)的要求[1]。根據(jù)飛機(jī)和試驗(yàn)現(xiàn)場設(shè)備位置任意布設(shè)傳聲器的方式，更加符合飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中聲源定位的特殊應(yīng)用需求。目前，常規(guī)固定構(gòu)型陣列的聲源定位方法依然是國內(nèi)外科研人員的研究重點(diǎn)[2-6]，但針對(duì)基于任意布設(shè)傳聲器的聲源定位方法，國內(nèi)外的相關(guān)研究還不多見。

本文針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)復(fù)雜環(huán)境，以任意布設(shè)傳聲器為研究對(duì)象，旨在形成一種基于任意布設(shè)傳聲器陣列的聲源定位方法，為實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)環(huán)境下異常聲響快速、準(zhǔn)確定位提供技術(shù)支持。

1基于時(shí)差的聲源定位方法

飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)異常聲響屬于短時(shí)脈沖信號(hào)。與常用的可控波束形成方法和高分辨率譜估計(jì)方法相比，基于時(shí)差的聲源定位方法適用于音頻信號(hào)持續(xù)時(shí)間短、信號(hào)強(qiáng)度高、有明顯脈沖尖峰的聲源定位[7]。因此，本文采用基于時(shí)差的定位方法作為聲源定位算法。

基于時(shí)差的聲源定位方法核心是一個(gè)已知傳聲器坐標(biāo)和各傳聲器聲音傳播的時(shí)差，以聲源到不同傳聲器的距離差誤差最小為目標(biāo)的優(yōu)化問題。

假設(shè)一個(gè)由n個(gè)傳聲器組成的陣列，傳聲器和聲源的位置關(guān)系如圖1所示。其中，x1為坐標(biāo)原點(diǎn)和傳聲器1位置，第i個(gè)傳聲器的空間坐標(biāo)為xi，聲源的空間坐標(biāo)為xs。

由于傳聲器坐標(biāo)xi已知，聲源定位的精度主要取決于時(shí)差計(jì)算值τi1的準(zhǔn)確性。

2基于信號(hào)端點(diǎn)檢測的時(shí)差計(jì)算方法

互相關(guān)法是最常用的時(shí)差計(jì)算方法，適用于持續(xù)時(shí)間較長的聲音信號(hào)。飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)異常聲響屬于短時(shí)脈沖信號(hào)，且存在較為明顯的混響和噪聲干擾。利用互相關(guān)法進(jìn)行時(shí)差計(jì)算會(huì)產(chǎn)生大量的異常值，導(dǎo)致時(shí)差計(jì)算無效[8-9]。

本文采用基于信號(hào)端點(diǎn)檢測的時(shí)差計(jì)算方法。該方法在含背景噪聲的飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)環(huán)境中，可有效提取結(jié)構(gòu)損傷的聲音信號(hào)[10]，適用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)環(huán)境下的時(shí)差計(jì)算。通過Teager能量算子加短時(shí)過零率的雙參數(shù)雙門限法進(jìn)行信號(hào)端點(diǎn)檢測[11-12]，計(jì)算聲音到達(dá)傳聲器i和傳聲器j之間的時(shí)差：

時(shí)差計(jì)算值從某種意義上可以認(rèn)為是一個(gè)隨機(jī)值，多次測量得到的測定值可以認(rèn)為是從某個(gè)正態(tài)分布總體中提取的抽樣，正態(tài)分布的均值為時(shí)差計(jì)算的真實(shí)值。

一次試驗(yàn)很難直接得到最接近真實(shí)值的時(shí)差計(jì)算值。因此，根據(jù)統(tǒng)計(jì)試驗(yàn)理論，應(yīng)該在同一個(gè)聲源點(diǎn)處開展多次試驗(yàn)，將每次得到的時(shí)差計(jì)算值求平均，能夠較好地消除誤差影響。但是，由于一些偶發(fā)因素和算法自身的影響，在某些試驗(yàn)中，可能會(huì)出現(xiàn)時(shí)差計(jì)算值與真實(shí)值偏離特別大的情形。對(duì)于這類估計(jì)值，統(tǒng)計(jì)學(xué)中通常稱為異常值或者野值。因此，在利用求平均得到時(shí)差計(jì)算值之前，應(yīng)該首先剔除野值。

3傳聲器坐標(biāo)標(biāo)定方法

采用任意布設(shè)傳聲器進(jìn)行聲源定位，確定傳聲器的空間坐標(biāo)是需要解決的核心問題。

傳聲器坐標(biāo)標(biāo)定是通過已知聲源坐標(biāo)，確定傳聲器坐標(biāo)，本質(zhì)上是聲源定位的逆過程。與聲源定位類似，傳聲器坐標(biāo)標(biāo)定方法的核心依然是計(jì)算聲源與不同傳聲器的距離差。每一個(gè)傳聲器坐標(biāo)確定，至少需要三個(gè)獨(dú)立的方程。

4試驗(yàn)驗(yàn)證

在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境中，布設(shè)了含6個(gè)傳聲器的陣列，如圖2所示，各傳聲器的真實(shí)坐標(biāo)已知。

采用本文的傳聲器坐標(biāo)標(biāo)定方法，標(biāo)定得到各個(gè)傳聲器的空間坐標(biāo)，并通過與已知的準(zhǔn)確坐標(biāo)對(duì)比進(jìn)行標(biāo)定誤差分析，驗(yàn)證坐標(biāo)標(biāo)定方法的精度。

隨后采用標(biāo)定得到的傳聲器坐標(biāo)值進(jìn)行聲源定位試驗(yàn)，對(duì)本文基于任意構(gòu)型傳聲器陣列的聲源定位方法的精度和成功率進(jìn)行驗(yàn)證。

4.1傳聲器坐標(biāo)標(biāo)定

圖2中各傳聲器的真實(shí)坐標(biāo)見表1。布設(shè)了4個(gè)標(biāo)定聲源點(diǎn)，坐標(biāo)分別為（2.367， 0.85， 0.9）、（2.367， 1.5， 0.9）、（1.03， 2.77， 2.1）和（1.03， 2.77， 0.5）。傳聲器1為參考傳聲器，采用本文方法，依次對(duì)傳聲器2～傳聲器6的空間坐標(biāo)進(jìn)行標(biāo)定。以傳聲器2為例，對(duì)標(biāo)定過程進(jìn)行說明。標(biāo)定聲源為一個(gè)直徑3.5cm的球形音箱，采樣頻率100kHz。

在標(biāo)定聲源點(diǎn)（2.367， 0.85， 0.9）進(jìn)行50次時(shí)差計(jì)算試驗(yàn)，可以得到該標(biāo)定聲源點(diǎn)處的50個(gè)時(shí)差計(jì)算值。采用公式（8）進(jìn)行野值剔除。

剔除結(jié)果如圖3所示。在兩條虛線之外的點(diǎn)就是被剔除的野值。取剩余時(shí)差計(jì)算值的均值作為最終時(shí)差計(jì)算值，計(jì)算結(jié)果為-158.6092個(gè)采樣點(diǎn)。

采用同樣方法，依次在其他三個(gè)標(biāo)定聲源點(diǎn)進(jìn)行時(shí)差計(jì)算，得到4個(gè)標(biāo)定聲源點(diǎn)的時(shí)差計(jì)算結(jié)果，見表2。

根據(jù)表2中的時(shí)差計(jì)算結(jié)果，采用單純形替換法求解公式（8），得到傳聲器2的空間坐標(biāo)為（0.9133， 0.0067， 0.7135）。

采用同樣方法，依次得到傳聲器3～傳聲器6的空間坐標(biāo)，見表3。

為確保飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中聲源定位達(dá)到厘米級(jí)精度，傳聲器坐標(biāo)標(biāo)定的誤差必須控制在毫米級(jí)。從表3中可以看到，通過本文方法標(biāo)定得到的傳聲器2～傳聲器6空間坐標(biāo)的最大絕對(duì)誤差為8.3mm，滿足飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)對(duì)傳聲器空間坐標(biāo)標(biāo)定精度的要求。

4.2聲源定位

聲源定位試驗(yàn)的目的是驗(yàn)證本文基于任意構(gòu)型傳聲器陣列的聲源定位方法的精度和成功率。采用圖2中的傳聲器陣列，傳聲器空間坐標(biāo)為表3中的標(biāo)定結(jié)果。設(shè)置兩個(gè)聲源點(diǎn)，聲源點(diǎn)真實(shí)坐標(biāo)見表4。聲源依然采用標(biāo)定試驗(yàn)中的球形音箱。為避免奇異數(shù)據(jù)對(duì)驗(yàn)證結(jié)果的影響，依次在兩個(gè)聲源點(diǎn)分別進(jìn)行20次定位試驗(yàn)。

對(duì)聲源點(diǎn)1的20次定位試驗(yàn)全部成功，成功率為100%。三個(gè)方向的誤差參數(shù)見表5。X、Y、Z方向的最大誤差為6cm，三個(gè)方向誤差標(biāo)準(zhǔn)差和均值都非常小，達(dá)到了飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)異常聲源定位的精度要求。

在聲源點(diǎn)2，20次定位試驗(yàn)全部成功，成功率為100%。三個(gè)方向的誤差參數(shù)見表6。X、Y、Z方向的最大誤差為7cm，誤差標(biāo)準(zhǔn)差和均值分別為5cm和6cm，達(dá)到了飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)異常聲源定位的精度要求。

傳聲器空間坐標(biāo)標(biāo)定以及聲源定位試驗(yàn)的結(jié)果表明，本文基于任意布設(shè)傳聲器的聲源定位方法能夠滿足飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)復(fù)雜環(huán)境下厘米級(jí)的聲源定位精度要求。

另外，聲源點(diǎn)與傳聲器陣列距離是影響定位精度的重要因素。聲源定位試驗(yàn)中，聲源點(diǎn)2的定位精度與聲源點(diǎn)1相比已經(jīng)有了明顯下降。同時(shí)，考慮到試驗(yàn)現(xiàn)場聲音反射混響影響，后續(xù)還需要在聲源點(diǎn)與傳聲器陣列的最小距離確定，以及考慮混響的定位算法方面開展進(jìn)一步的研究。

5結(jié)束語

針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)異常聲源定位的實(shí)際需求和復(fù)雜試驗(yàn)環(huán)境中傳聲器任意布設(shè)的應(yīng)用特點(diǎn)，通過任意布設(shè)傳聲器坐標(biāo)標(biāo)定方法和聲源定位算法研究，提出了一種任意布設(shè)傳聲器聲源定位方法。通過驗(yàn)證表明，在傳聲器任意布設(shè)的情況下，該方法能夠滿足飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中異常聲源定位的精度要求。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡介

賀謙（1980-）男，博士，高級(jí)工程師。主要研究方向：全機(jī)結(jié)構(gòu)地面驗(yàn)證技術(shù)。

Tel：029-81665351E-mail：heqianrun@163.com

韓凱（1984-）男，碩士，工程師。主要研究方向：全機(jī)結(jié)構(gòu)地面驗(yàn)證技術(shù)。

Tel：029-81665351E-mail：hank03@qq.com

馮建民（1966-）男，博士，研究員。主要研究方向：全機(jī)結(jié)構(gòu)地面驗(yàn)證技術(shù)。

Tel：029-81665351E-mail：fjm623@hotmail.com

Sound Source Localization Method for Aircraft Structural Test with Random Microphone Array

He Qian*，Han Kai，F(xiàn)eng Jianmin

Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Full Scale Aircraft Structure Static and Fatigue Strength，AVIC Aircraft Strength Research Institute，Xian 710065，China

Abstract： A sound source localization method for random microphone array was presented for rapid and accurate localization of abnormal sound in aircraft structural static and fatigue test according to the application of microphone array in complicated environment of the test. The calibration equations were solved by optimization method to realize microphone position calibration of random array. To reduce the time delay of arrival （TDOA） error from different microphones， generalized cross-correlation method was employed combined with signal endpoint detection method based on TDOA algorithm， and a sound source localization technological process was set up. A sound source localization method for random microphone array was established based on the microphone position calibration method for random array and sound source localization algorithm， and the method was validated by locating three sound sources. The result shows that sound source localization can be realized by the method when microphones were arrayed randomly. The calibration precise of microphone position coordinates is millimeter-level， and the precise of sound source localization is centimeter-level， and it meets the precision requirement of sound source localization in complex environment of aircraft structural static and fatigue test. The method provides the technical support for abnormal sound localization of aircraft structure.

Key Words： microphone array； sound source localization； microphone position calibration； arbitrary configuration； aircraft structural strength test