飛機(jī)短艙聲襯聲學(xué)性能實(shí)驗技術(shù)

燕群，薛東文，高翔，楊嘉豐，黃文超,*

1. 中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安 710065 2. 航空聲學(xué)與振動航空科技重點(diǎn)實(shí)驗室，西安 710065

在過去幾十年中，飛機(jī)噪聲水平已經(jīng)得到了大幅下降。但航空公司和飛機(jī)制造商仍然受到適航政策、綠色航空和來自于政府機(jī)構(gòu)的要求，需進(jìn)一步降低飛機(jī)噪聲水平。對于當(dāng)代大型客機(jī)，飛機(jī)的主要噪聲源是發(fā)動機(jī)，在起飛和巡航階段，通過進(jìn)氣道和排氣道向外輻射的風(fēng)扇噪聲則是發(fā)動機(jī)噪聲的最主要分量。經(jīng)過多年發(fā)展，使用布置在短艙壁面上的聲襯進(jìn)行消聲，已成為對發(fā)動機(jī)噪聲進(jìn)行控制的主要手段。短艙聲襯的成功設(shè)計非常依賴于專門的聲學(xué)性能驗證實(shí)驗。短艙聲襯的聲學(xué)設(shè)計一般分為兩個層面，各自關(guān)注不同的研究目的與驗證對象：在初步設(shè)計層面，一般借助聲襯聲阻抗提取技術(shù)對阻抗基礎(chǔ)設(shè)計進(jìn)行驗證；在詳細(xì)設(shè)計層面，一般使用縮比尺度和全尺寸短艙樣件、借助聲模態(tài)測控技術(shù)對整體聲學(xué)效果進(jìn)行驗證。

聲襯阻抗聲提取實(shí)驗，主要用于測量平板或曲板形狀聲襯的聲阻抗特性，為建立精確的聲阻抗模型積累數(shù)據(jù)并驗證設(shè)計的聲襯實(shí)驗件的阻抗特性。早期荷蘭宇航院從聲阻抗的定義出發(fā)，提出了雙傳聲器法/三傳聲器法并得到了較廣泛的應(yīng)用，但只能適用于傳統(tǒng)的三明治結(jié)構(gòu)的聲襯。之后美國國家航空航天局(NASA)根據(jù)流管中阻抗邊界假設(shè)的思想，提出了反方法，改進(jìn)了適用的聲襯類型較少的問題，但數(shù)據(jù)處理效率較低；景曉東等提出了基于Prony方法的直接阻抗提取方法和橫向波數(shù)法，實(shí)驗效率相較NASA反方法得到提高。然而，對于不同阻抗提取技術(shù)的適用范圍、實(shí)驗中對頻率范圍和模態(tài)特性的要求等，前期的研究中并沒有給出清晰的結(jié)論。

另一方面，使用縮比尺度和全尺寸短艙樣件對整體聲學(xué)效果進(jìn)行驗證的實(shí)驗，主要用于測量桶形或環(huán)形聲襯的模態(tài)抑制/散射特性，用于評估聲傳播預(yù)計方法的精度，驗證聲襯空間布局優(yōu)化設(shè)計的效果。NASA的先進(jìn)噪聲控制風(fēng)扇、德國宇航中心的超高涵道比風(fēng)扇等項目研究中，使用了全尺或縮尺風(fēng)扇作為聲源，應(yīng)用聲模態(tài)測量裝置研究噪聲經(jīng)過聲襯的聲模態(tài)散射和吸收作用，用遠(yuǎn)場指向性裝置測量聲襯的遠(yuǎn)場指向性變化，研究聲襯的降噪特性。此類實(shí)驗的不足在于，作為噪聲源的風(fēng)扇能夠產(chǎn)生的聲模態(tài)階數(shù)是固定的，不能根據(jù)實(shí)驗需要調(diào)整并精確控制，導(dǎo)致對聲襯的降噪性能的驗證不充分。

國內(nèi)以中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所為代表的單位，圍繞國內(nèi)短艙聲襯的研制需求和國外相關(guān)技術(shù)的不足，先后發(fā)展聲襯聲阻抗提取技術(shù)、縮比尺度和全尺寸短艙聲襯的消聲效果驗證技術(shù)。本文對比分析了不同聲襯阻抗提取方法的應(yīng)用范圍；開發(fā)了模擬風(fēng)扇聲源的旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生裝置，實(shí)現(xiàn)了不同聲模態(tài)的精確控制加載，并在全尺寸短艙聲襯上開展了聲學(xué)驗證實(shí)驗。

1 聲襯阻抗提取

1.1 提取方法

荷蘭宇航院的Dean提出了一種以雙傳聲器測量單自由度赫姆霍茲共振型聲襯聲阻抗的技術(shù)。圖1為典型的聲襯共振單元。

圖1 典型的聲襯共振腔Fig.1 Typical resonator of acoustic liner

入射聲波可表示為

(1)

入射聲波經(jīng)背板反射后的反射聲波可表示為

(2)

入射聲波波數(shù)和反射聲波波數(shù)相等：==，并且有=，為聲速。

-截面的速度為

(3)

式中：為當(dāng)?shù)乜諝饷芏龋?span id="g0gggggg" class="subscript">為空腔深度。由聲阻抗的定義可得

(4)

(5)

式中：=-為-、-兩截面間的相位差；SPL與SPL分別為與的聲壓級表示。

由此可見，只要測出圖1中-和-兩截面的聲壓級差和相位差，就可以求得單自由度赫姆霍茲共振型聲襯的聲阻抗。具體實(shí)施時，使用雙通道設(shè)備，測量-、-兩截面的信號幅值，互譜分析測出兩傳聲器所在面處聲源信號的相位差，就可以計算出聲阻抗。雙傳聲器法需將傳聲器插入聲襯內(nèi)部，對聲襯的物理結(jié)構(gòu)有一定損壞；同時測量時要求傳感器的位置十分精確，需要專門的輔助裝置。雙傳聲器法測量聲襯上下面沿厚度方向的聲壓變化，反映的是聲襯局域的吸聲性能，因此要求被測聲襯的結(jié)構(gòu)為局域反應(yīng)式。

國內(nèi)景曉東等提出了在波導(dǎo)管內(nèi)正向提取壁面聲阻抗的方法：直接提取法。根據(jù)管道模態(tài)波理論，不論進(jìn)出口邊界條件如何，流管壁面聲壓都可以寫成復(fù)指數(shù)函數(shù)之和，具體表達(dá)式為

(6)

式中：為截斷模態(tài)數(shù)；為模態(tài)復(fù)數(shù)振幅；,為方向的階特征值，其實(shí)部為正時對應(yīng)前傳波。

聲襯安裝段的上游和下游，管道壁面都是剛性壁面，各流速下?lián)P聲器發(fā)出的入射聲波的頻率都在管道截止頻率之下，管道內(nèi)只存在平面波。而在聲襯安裝段管道中，由于聲襯軟壁面的作用，管中在軸向和垂直于聲襯表面的方向均存在波數(shù)，此時管內(nèi)模態(tài)波的波數(shù)為復(fù)數(shù)，表明模態(tài)波是衰減的。同時有限長聲襯造成的壁面阻抗間斷必然會散射出多個聲模態(tài)，消聲端也會產(chǎn)生少量的下游反射聲模態(tài)，所以流管中聲襯上方的聲場是比較復(fù)雜的。直接提取法借用了電磁學(xué)研究中一種重要的分析方法——Prony法。將Prony法用于對空間聲場的模態(tài)分解，而不是對時間信號的辨識，得到的是空間域中的復(fù)波數(shù)而不是時間域中的復(fù)頻率。在得到了單一模態(tài)波的軸向復(fù)波數(shù)后，通過頻散關(guān)系也就是不同方向波數(shù)的約束關(guān)系，就可得到法向波數(shù),，進(jìn)而代入式(7)的本征方程就直接得到了被測壁面聲襯的聲阻抗。

(7)

式中：、分別為、方向的波數(shù)；為管道邊長；為馬赫數(shù)。

Prony方法所分解的模態(tài)數(shù)與聲壓測點(diǎn)數(shù)有關(guān)。當(dāng)聲襯正上方布置16個傳聲器，最多可分解出8個模態(tài)，直接提取法使用幅值最高的模態(tài)的波數(shù)來計算聲阻抗。直接提取法無需將傳聲器插入聲襯內(nèi)部，不破換聲襯的物理結(jié)構(gòu)；直接提取法測量流管內(nèi)聲襯沿流動方向聲壓變化，對聲襯長度有要求，反映聲襯整體的吸聲性能，對吸聲材料(聲襯)的結(jié)構(gòu)形式等沒有要求(如適用于發(fā)泡金屬聲襯等更多形式)。

1.2 提取實(shí)驗裝置

實(shí)驗主要使用流管聲學(xué)實(shí)驗臺模擬航空發(fā)動機(jī)消聲短艙壁面聲襯實(shí)際的工作環(huán)境，所使用的流管實(shí)驗臺如圖2所示，按照基本功能流管可分為多組模塊：① 聲學(xué)測量段，包含聲場安裝匣和傳聲器陣列，測試聲襯實(shí)驗件的有效尺寸為400 mm×50 mm，聲襯安裝段管道兩側(cè)壁面為剛性壁面；當(dāng)應(yīng)用直接提取法進(jìn)行阻抗測量時，聲襯正對的管道上壁面為16個等間距傳聲器組成的陣列，同時在聲襯段的上游和下游分別布置有3個 傳聲器，所有傳聲器齊平安裝于管道上壁面，用于測量壁面聲壓；當(dāng)應(yīng)用雙傳聲器阻抗提取方法進(jìn)行測量時，傳聲器安裝于聲襯內(nèi)部，傳聲器位于同一流向位置，深入不同的蜂窩內(nèi)，傳聲器頭部與穿孔板表面、中間層穿孔表面(僅雙自由度聲襯)、背板內(nèi)表面齊平，如圖3所示；② 流場測試段，位于聲襯安裝段的上、下游，使用壓力變送器確定管中氣流速度并測得邊界層厚度；③ 聲源段，位于聲襯上游，使用寬頻特性好的揚(yáng)聲器和特別設(shè)計的喉道；④ 上、下游消聲端，用于降低上游傳來的無關(guān)噪聲，降低下游管道端口的聲反射以提高測量區(qū)域內(nèi)聲場品質(zhì)，提供無反射邊界條件。

圖2 流管聲學(xué)實(shí)驗臺結(jié)構(gòu)圖[15]Fig.2 Structure schematic of acoustic flow duct experimental platform[15]

圖3 雙傳聲器提取方法實(shí)驗臺結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Structure schematic of experimental platform of in-situ method

管道橫截面為50 mm×50 mm正方形截面。各流速下的管中平面波截止頻率為

(8)

式中：和為、方向的階數(shù)；和為、方向的長度。平面波截止頻率如表1所示。

表1 各流速下管道截止頻率Table 1 Cut-off frequencies of duct at different Mach numbers

為了對比兩種提取技術(shù)的實(shí)際表現(xiàn)，安排測試1件單自由度(SDOF)聲襯(見圖4)作為對比，其結(jié)構(gòu)參數(shù)=1.2 mm為穿孔板的孔徑；=1.2 mm為穿孔板厚度；=7.62%為穿孔率；=18 mm 為腔深；=8.6 mm為蜂窩芯對邊寬。

圖4 單自由度聲襯示意圖Fig.4 Schematic diagram of single degree of freedom liner

考慮到管道的截止頻率，實(shí)驗測試頻率為100～4 400 Hz，步長100 Hz，各頻率入射聲波由揚(yáng)聲器組依次掃頻激發(fā)，入射聲壓級130 dB以上，以最靠近揚(yáng)聲器組的傳聲器測得的為準(zhǔn)。

1.3 兩種提取方法對比

如圖5所示，紅色線為雙傳聲器法測量的結(jié)果(其中，左三角代表雙傳聲器法測得的聲阻，下三角代表雙傳聲器法測得的聲抗)，黑色線為直接提取法測量結(jié)果(其中，右三角代表直接提取法測得的聲阻，實(shí)心圓圈代表直接提取法測得的聲抗)。兩種測量的阻抗在較寬頻段內(nèi)吻合得比較好，在低頻和高頻區(qū)間表現(xiàn)出明顯差異。

圖5 雙傳聲器法與直接提取法測量結(jié)果對比Fig.5 Comparison of measured results between in-situ method and direct eduction method

在低頻區(qū)間100～400 Hz范圍內(nèi)，聲襯實(shí)驗件相比于聲波波長過短(聲襯實(shí)驗件長度為400 mm)，聲襯對聲波的作用長度有限，導(dǎo)致直接提取法測量的準(zhǔn)確性不高，聲阻和聲抗的結(jié)果明顯波動過大。在此頻率區(qū)間內(nèi)，雙傳聲器法不受實(shí)驗件尺寸效應(yīng)影響，從而準(zhǔn)確度較高。在高頻區(qū)間3 300～3 800 Hz 范圍內(nèi)，流管內(nèi)開始出現(xiàn)高階聲模態(tài)，但仍然是平面波占優(yōu)，同時傳聲器位于管道壁面的中間位置，該位置為高階聲模態(tài)的駐點(diǎn)從而受到較小的影響，兩種測量方法在這一范圍內(nèi)吻合度較高。在更高頻區(qū)間，即4 000～ 4 400 Hz范圍內(nèi)，涵道內(nèi)存在的高階聲模態(tài)幅值更大，直接提取法的理論基本假設(shè)即平面波假設(shè)不再符合實(shí)際情況，從測量結(jié)果來看，直接提取法測量的聲阻隨著頻率的升高意外地增大，也與一般聲襯聲阻變化規(guī)律不符。另一方面，雙傳聲器法理論上不受頻率的限制，但實(shí)際實(shí)驗中，2支傳聲器的安裝間距誤差對流管內(nèi)高階模態(tài)也表現(xiàn)出敏感特性，當(dāng)噪聲頻率繼續(xù)提高，所導(dǎo)致的2支傳聲器所對應(yīng)的聲襯表面的聲波相位是不同的，從而使得測試值與理論值開始產(chǎn)生偏差。從測量結(jié)果來看，該方法測量得到的聲阻和聲抗也都出現(xiàn)了一定的波動，相比于直接提取法波動幅度較小。可以表明在高頻段內(nèi)，雙傳聲器法測量得到的結(jié)果更好。

2 短艙聲模態(tài)測試技術(shù)

2.1 旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器設(shè)計原理

在聲襯研制過程中，需要使用不同尺寸樣件對整體聲學(xué)效果進(jìn)行驗證，主要測量聲襯的模態(tài)抑制/散射特性。國外NASA、德國宇航中心等單位使用了全尺或縮尺風(fēng)扇作為聲源開展研究。但由于作為噪聲源的風(fēng)扇能夠產(chǎn)生的聲模態(tài)階數(shù)是固定的，不能根據(jù)實(shí)驗需要進(jìn)行調(diào)整，會導(dǎo)致對聲襯的降噪性能的驗證并不充分。為了能夠發(fā)出更多數(shù)量的、可控的聲模態(tài)，一種可行的技術(shù)手段是使用周向均布在機(jī)匣上、基于相位調(diào)控的揚(yáng)聲器陣替代旋轉(zhuǎn)的風(fēng)扇轉(zhuǎn)子作為聲源開展實(shí)驗，可以測量聲襯對各個模態(tài)的抑制或散射效果。同時此技術(shù)手段可以使得短艙的研制與驗證在發(fā)動機(jī)/風(fēng)扇未研制出來之前便可開展，提高研制效率。

設(shè)無限長圓管內(nèi)觀察點(diǎn)的位置和時間坐標(biāo)為，多個點(diǎn)聲源在管道內(nèi)的聲壓解可以表示為

(9)

(10)

(11)

可以發(fā)現(xiàn)周向聲模態(tài)幅值與點(diǎn)聲源強(qiáng)度都存在一個只與周向模態(tài)階數(shù)有關(guān)的表達(dá)式exp[j(-)]。將其與點(diǎn)聲源的特征相關(guān)聯(lián)，可以得到

自然界和人類活動中的現(xiàn)象有確定和不確定兩類，不確定的現(xiàn)象又有隨機(jī)與模糊現(xiàn)象，相應(yīng)地出現(xiàn)了模糊數(shù)學(xué)分支，簡稱F數(shù)學(xué)。事實(shí)上，人們在將一些事物歸類時，會遇到有些對象是模糊不清、不能明確定義的類型，比如年輕人、好看的畫、優(yōu)秀的調(diào)酒師、滿意的服務(wù)等，同樣的事物對于不同的人感受是不同的，商業(yè)銀行客戶滿意度也是如此。所以對客戶滿意的評價應(yīng)用傳統(tǒng)數(shù)學(xué)是很難解決的，只能用模糊數(shù)學(xué)的理論與方法建立評判模型，將定性的描述量化，從而得到相應(yīng)的結(jié)果。本文采用二級F綜合評判模型。

(12)

式(12)每一行對應(yīng)一個周向模態(tài)階數(shù)。這樣就可以使得管道內(nèi)某幾個周向模態(tài)階數(shù)對應(yīng)的為0，從而實(shí)現(xiàn)通過控制點(diǎn)聲源的幅值和在管道內(nèi)的位置對管道內(nèi)周向聲模態(tài)階數(shù)進(jìn)行控制的目的。

(13)

當(dāng)管道內(nèi)形成的目標(biāo)周向模態(tài)階數(shù)為時，管道內(nèi)還會形成±階的周向聲模態(tài)(對于管道內(nèi)截止的模態(tài)，雖然能夠形成但不會傳播)，所以不能期望通過控制有限個點(diǎn)聲源來實(shí)現(xiàn)超出-2 +1≤≤2-1范圍的聲模態(tài)的傳播。

2.2 旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器實(shí)驗裝置

應(yīng)用22個揚(yáng)聲器沿涵道周向均布，根據(jù)聲模態(tài)發(fā)生器設(shè)計原理，在每個揚(yáng)聲器發(fā)出相同幅值的聲壓值、相位差一定的情況下即可形成管道內(nèi)指定的周向聲模態(tài)。涵道內(nèi)徑0.26 m，外徑0.35 m。涵道內(nèi)最高流速=0.3，最高噪聲頻率為3 000 Hz。 周向聲模態(tài)階數(shù)范圍為0～8，根據(jù)聲模態(tài)的截通理論，涵道內(nèi)可傳播的聲模態(tài)僅為周向聲模態(tài)。如圖6所示，排氣道聲學(xué)實(shí)驗裝置按氣流方向分別為：轉(zhuǎn)接段、流場測量段、旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生段、導(dǎo)流段、聲襯上游聲模態(tài)測量段、固壁段(聲襯段)、聲襯下游聲模態(tài)測量段、排氣口以及中心內(nèi)錐。聲模態(tài)測量可采用互相關(guān)方法來獲得管道內(nèi)的聲模態(tài)分布，當(dāng)研究聲襯對聲模態(tài)的散射和反射作用時采用旋轉(zhuǎn)機(jī)匣或旋轉(zhuǎn)掃描耙的方式，在緊鄰聲襯的涵道壁面測量。為了研究聲襯對聲模態(tài)的作用，在聲襯的上下游均設(shè)有聲模態(tài)測量段。

圖6 旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器實(shí)驗裝置Fig.6 Experimental instruments of spinning synthesizer

2.3 旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器實(shí)驗裝置效果驗證

縮比排氣道聲襯聲學(xué)實(shí)驗平臺在=0.3、發(fā)聲頻率=1 250 Hz下的3階周向聲模態(tài)和=2 000 Hz下的5階周向聲模態(tài)測試結(jié)果如圖7、圖8所示，SPL表示聲壓級。模態(tài)的分辨率分別達(dá)到了13 dB和21 dB，說明旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器精確地產(chǎn)生了所需要的管道聲模態(tài)。

圖7 f0=1 250 Hz下(3, 0)周向聲模態(tài)測試Fig.7 (3, 0) circumferential modes amplitude test at f0=1 250 Hz

圖8 f0=2 000 Hz下(5, 0)周向聲模態(tài)測試Fig.8 (5, 0) circumferential modes amplitude test at f0=2 000 Hz

3 全尺寸短艙聲襯降噪效果驗證實(shí)驗

3.1 全尺寸短艙聲襯聲學(xué)實(shí)驗平臺

全尺寸短艙聲襯聲學(xué)實(shí)驗平臺如圖9所示。由旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器模擬風(fēng)扇噪聲源，該發(fā)生系統(tǒng)由沿周向均布的32個揚(yáng)聲器及信號發(fā)生系統(tǒng)組成。旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器與短艙進(jìn)氣道之間有采用32個周向均布的傳聲器組成的聲模態(tài)測量環(huán)。根據(jù)2.1節(jié)所示的聲模態(tài)發(fā)生方法和管道聲模態(tài)截止特性分析可知，該聲模態(tài)發(fā)生系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)2 000 Hz下周向0～15階聲模態(tài)的發(fā)生與測量。旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器位置的涵道內(nèi)表面為圓柱形狀，直徑1.55 m。

圖9 全尺寸短艙聲襯聲學(xué)實(shí)驗平臺Fig.9 Full scale experimental platform of nacelle liner

使用的實(shí)驗件共3件，分別為1件固壁實(shí)驗件、1件基于上一代聲襯技術(shù)設(shè)計的金屬聲襯(簡稱“分片聲襯”)實(shí)驗件及1件新型復(fù)材無縫金屬絲網(wǎng)軸向分段式聲襯(簡稱“無縫聲襯”)，3件實(shí)驗件的有效內(nèi)徑均為1 550 mm，軸向有效長度均為650 mm。其中分片聲襯實(shí)驗件為有拼縫的既有某型短艙聲襯，如圖10所示，可以看到分片聲襯內(nèi)表面沿周向有明顯的鉚接拼縫，分片聲襯實(shí)驗件聲襯結(jié)構(gòu)參數(shù)如表2所示。

表2 分片聲襯基本結(jié)構(gòu)參數(shù)Table 2 Basic structure parameters of acoustic liner with splices

圖10 分片聲襯實(shí)驗件Fig.10 Test piece of acoustic liner with splices

無縫聲襯實(shí)驗件為軸向分段式無縫金屬絲網(wǎng)聲襯。如圖11所示，與分片聲襯不同，無縫聲襯內(nèi)表面沿周向沒有拼縫，在聲襯內(nèi)表面穿孔板上安裝了微徑金屬絲網(wǎng)；無縫聲襯沿軸向為分段式結(jié)構(gòu)，共分為兩段，兩段在孔徑、穿孔率及蜂窩芯高度上均有不同，無縫聲襯實(shí)驗件聲襯結(jié)構(gòu)參數(shù)如表3所示。可以看出，由于金屬絲網(wǎng)會導(dǎo)致較大的聲阻，因此穿孔板的孔徑不再作為提高聲襯聲阻的主要途徑，因而穿孔率較高。

圖11 無縫聲襯實(shí)驗件Fig.11 Test piece of acoustic liner with zero splice

表3 無縫聲襯基本結(jié)構(gòu)參數(shù)Table 3 Basic structure parameters of acoustic liner with zero splice

3.2 基于旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器的全尺寸聲襯降噪實(shí)驗

如圖12所示，在設(shè)定工況下，分片聲襯在18°～42°及54°～90°指向角扇區(qū)之間有一定降噪量，72°有最大降噪量，約12.6 dB，但是在其他角度下降噪性能十分有限，在一些角度出現(xiàn)了噪聲增大的情況。從峰-峰值降噪量來看(這里定義“峰-峰值降噪量”為聲襯實(shí)驗件下的指向性峰值聲壓級減去固壁實(shí)驗件下的指向性峰值聲壓級)，分片聲襯的降噪量約為-10 dB，即出現(xiàn)了峰值噪聲增大10 dB的情況；無縫聲襯在各角度均表現(xiàn)出了更好的降噪性能，在大部分角度下均有超過10 dB的降噪量，尤其是在48°～90°內(nèi)，降噪量均超過20 dB，峰-峰值降噪量約為16.4 dB，較分片聲襯而言，降噪性能大幅提升約26.4 dB。

圖12 f0=1 250 Hz下(15, 0)周向模態(tài)的指向性Fig.12 Acoustic directivity of (15, 0) circumferential mode at f0=1 250 Hz

如圖13所示，在另一工況下，分片聲襯在54°有最大降噪量約35.4 dB，但是在0°～35°及72°～90°之間均出現(xiàn)了噪聲增大的現(xiàn)象，這說明其在此角度下的降噪性能是以犧牲其他角度降噪性能來實(shí)現(xiàn)的。從峰-峰值降噪量來看，分片聲襯的降噪量接近-3.9 dB，即出現(xiàn)了峰值噪聲增大的現(xiàn)象；無縫聲襯在各角度均表現(xiàn)出了可觀的降噪性能，尤其是在0°～60°的大部分角度下均有超過10 dB的降噪量，峰-峰值降噪量約為9.1 dB，較分片聲襯而言，降噪性能大幅提升約13 dB。

圖13 f0=2 000 Hz下(15, 0)周向模態(tài)的指向性Fig.13 Acoustic directivity of (15, 0) circumferential mode at f0=2 000 Hz

為了進(jìn)一步研究無縫聲襯降噪量提升的主要機(jī)制，實(shí)驗中使用模態(tài)發(fā)生器依次發(fā)出單獨(dú)純凈的聲模態(tài)，對兩型聲襯實(shí)驗件開展對比測試。如表4 所示，分片聲襯在1 250 Hz及2 000 Hz的10階周向模態(tài)、12階周向模態(tài)及15階周向模態(tài)下的峰-峰值降噪性能均為負(fù)值，即該分段式聲襯在以上工況均未能成功實(shí)現(xiàn)峰值噪聲的降噪功能，尤其是在1 250 Hz、 15階周向模態(tài)及2 000 Hz、12階 周向模態(tài)下峰-峰值降噪量分別為-10 dB及-15.4 dB，這表明在上述兩個工況下分片聲襯對噪聲模態(tài)抑制的設(shè)計有所欠缺，吸聲及控制模態(tài)散射等要求未得到有效實(shí)現(xiàn)，是導(dǎo)致其降噪性能十分有限的主要原因。對于無縫聲襯，在各個工況下均實(shí)現(xiàn)了較優(yōu)的降噪性能，在大部分工況下，無縫聲襯均能夠?qū)崿F(xiàn)對多個模態(tài)的有效抑制，這是無縫聲襯相較于分片聲襯而言表現(xiàn)出更好降噪性能的主要原因。

表4 峰-峰值降噪量分析Table 4 Analysis of noise reduction with value of peak-to-peak

4 結(jié) 論

針對飛機(jī)短艙聲襯聲學(xué)性能實(shí)驗技術(shù)的2個方面：聲襯聲阻抗提取技術(shù)、基于相位控制陣列的聲模態(tài)測控技術(shù)，開展了研究與應(yīng)用驗證實(shí)驗，得到的主要結(jié)論如下：

1) 基于雙傳聲器法和直接提取法的聲襯聲阻抗提取技術(shù)在中頻段均具有很好的精度，無量綱聲阻和無量綱聲抗之差均低于0.2；在低頻段雙傳聲器法具有更高的精度；在高頻段，二者的提取精度均降低，且雙傳聲器法的精度下降較小。

2) 基于相位控制陣列的旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器經(jīng)過精細(xì)的相位和幅值控制，可以達(dá)到高于10 dB的模態(tài)分辨率，可用于短艙聲襯聲學(xué)效果的驗證實(shí)驗。

3) 應(yīng)用旋轉(zhuǎn)聲模態(tài)發(fā)生器對兩型全尺寸進(jìn)氣道聲襯開展了實(shí)驗研究，新一代技術(shù)研制的無縫聲襯相比上一代成型工藝制成的帶拼縫聲襯在多聲模態(tài)調(diào)控和關(guān)鍵頻率處降噪效果提升明顯，使得無縫聲襯的整體降噪效果提升5.2 dB以上。

通過研究，文章形成了短艙聲襯聲學(xué)性能實(shí)驗的關(guān)鍵技術(shù)，并最終用于全尺寸短艙聲襯實(shí)驗件的實(shí)驗，驗證了新一代短艙聲襯的降噪能力。