無人駕駛飛機導管螺旋槳噪聲輻射的實驗表征
導管螺旋槳是無人飛行器(UAV)中的有趣設計選擇，它可以提高螺旋槳效率并降低整體噪聲。
本研究旨在通過實驗分析和量化适用于中型無人機的導管螺旋槳的噪聲。使用麥克風陣列記錄每個位置的噪聲水準，并通過波束形成技術定位噪聲源。研究考慮了不同類型的噪聲源，包括全向源和螺旋槳，并評估了氣流進入的影響。
實驗結果表明，在沒有氣流進入時，導管明顯改變了噪聲輻射的頻域和空間域特性。然而，當氣流進入時，導管對信号頻率的影響幾乎消除，導緻接收到的噪聲水準降低。此外，方向性也發生改變。這些研究結果對于模拟複雜噪聲源（如螺旋槳）的管道效應具有重要意義。
無人駕駛飛行器(UAV)的靈活性和廣泛應用使其成為持續研究的焦點。
本研究探讨了提高推進系統效率的方法，特别關注導管螺旋槳的設計。實驗分析了中型無人機上導管螺旋槳的噪聲特性。使用麥克風陣列記錄噪聲水準，并通過波束形成定位噪聲源。研究考慮了不同噪聲源類型和氣流影響。實驗結果表明，導管在頻域和空間域改變噪聲輻射，但氣流進入後其影響幾乎消除。導管螺旋槳被認為是提高UAV推進效率和降低噪音排放的方法。研究還分析了管道中的聲音傳播，這對模拟複雜噪聲源的管道效應至關重要。該研究為導管螺旋槳設計提供了實驗評估和噪聲特性的量化，對未來的無人機設計和噪聲控制具有重要意義。
實驗中使用的導管是特制的，基于克拉克-Y剖面。盡管這個剖面不是最有效的，但它被選擇為了實驗的一緻性，確定螺旋槳具有恒定的葉尖間隙x/c= 0.3 m，對其他實驗有用。這個導管不是最終設計，而隻是以後修改的基準。鋁管的截面圖如圖1所示。導管内徑為30厘米，弦長為15厘米，厚度為弦長的11.7%。
實驗中使用了兩種不同的噪聲源：全向聲源和螺旋槳。圖1和圖2顯示了這兩個源位于管道的徑向和軸向中心位置。源相對于陣列的距離保持在1.46米。
全向聲源采用的是Qsources定制的微型聲源類型QindW，其形狀為長方形，長11厘米，直徑2.0厘米。當通過白噪聲驅動時，該聲源在0.50到6.3 kHz範圍内具有平坦的頻率響應。
小型三葉螺旋槳采用的是主螺旋槳E-MA1260T，連接配接到Kontronik PYRO 700–45無刷電機。電機由Kontronik Jive PRO 80+ HV電子速度控制器控制。螺旋槳的初始直徑為30厘米，但為了在導管内保留2毫米的葉尖間隙，進行了修整。對螺旋槳進行了三維掃描，以擷取用于模拟的近似幾何形狀和翼型。
在螺旋槳實驗中，施加到電機端子的功率在最大功率的35%和90%之間變化，而在給定的結果中，螺旋槳設定在85%的功率，對應于7500轉/分鐘的轉速。還對其他轉速進行了分析，但得出了相同的結論。
實驗使用了由64個G.R.A.S. 40PH CCP自由場陣列麥克風組成的麥克風陣列來測量噪聲。麥克風單獨使用G.R.A.S. 42AA活塞麥克風進行了校準。資料采集系統由5個國家儀器公司的PXIe-4499聲音和振動資料采集子產品組成，通過一個NI PXIe-8370遙控子產品和一個NI RMC-8354控制器進行控制。與聲學陣列相關的測量不确定性通過實驗确定為0.5 dB。
陣列的結構設計旨在減少聲音反射，同時允許不同的麥克風陣列配置。消聲室的自由場行為按照ISO3745的指導方針進行評估，其中所有高于315赫茲的頻段符合标準。消聲室的平均混響時間為0.25秒，符合ISO3382的消聲要求。背景噪聲進行了評估，并預計不會幹擾噪聲測量。
測試部分位于消聲室（5.4m×5.4m）的中心，并具有直徑為60 cm的圓形形狀。這意味着涵道螺旋槳位于噴流中。
研究發現，無人機推進系統中的導管螺旋槳的噪聲輻射模型對應用至關重要。實驗結果表明，在無氣流條件下，無導管測量無法提供導管情況下的相關資訊。但在有氣流的情況下，無導管和導管情況下的噪聲輻射非常相似。導管影響噪聲譜密度，增加寬帶噪聲，減少一次諧波。是以，實際應用中，可使用無導管測量的源特性進行模組化，但需確定導管不改變螺旋槳的空氣動力性能，以準确評估整體聲級。
參考文獻
1. MacNeill R, Verstraete D. Blade element momentum theory extended to model low Reynolds number propeller performance. Aeronaut J 2017; 121.
2. Oliveira L, Muñoz H, Catalano F. Aerodynamic analysis of high rotation and low Reynolds number propeller.
