1.一种基于Lp范数正则化的航空发动机周向声模态测量方法，其特征在于，其包括以下步骤：
第一步骤(S1)中，通过航空发动机风扇转子叶片数量B与静子叶片数量V计算风扇单音噪声周向主导声模态最高阶次mmax，基于所述最高阶次mmax确定航空发动机风扇机匣上沿周向布置的奈奎斯特采样下所需麦克风数量，
第二步骤(S2)中，在管道入口处随机选取预定安装数量的周向的安装位置及角度安装麦克风形成麦克风阵列以采集声压信号，预定安装数量为奈奎斯特采样下所需麦克风数量的预定比例，对麦克风阵列所测量到的声压信号进行快速傅里叶变换，取叶片通过频率下的声压信号复数幅值作为观测向量；
第三步骤(S3)中，基于所述安装位置及角度和所述最高阶次mmax构造正交傅里叶感知矩阵，建立非均匀少测点下的Lp范数非凸正则压缩感知模型，
第四步骤(S4)中，基于所述Lp范数非凸正则压缩感知模型采用广义阈值收缩算法得到航空发动机风扇单音噪声周向声模态幅值。
2.根据权利要求1所述的一种基于Lp范数正则化的航空发动机周向声模态测量方法，其特征在于，优选的，第一步骤(S1)中，所述风扇单音噪声周向主导声模态的模态阶次为m＝kB±ζV，k表示由风扇转静干涉造成的非定常气动力所引起的压力脉动阶次，ζ表示非负整数；确定可测量数为模态范围为{‑mmax，...，‑1，0，1，...mmax}，可测量模态数量M＝2mmax+
1，所需麦克风数量K为K＝2mmax。
3.根据权利要求2所述的基于Lp范数正则化的航空发动机周向声模态测量方法，其特征在于，第二步骤(S2)中，在机匣壁面按周向方向随机安装传声器数量为N，其中N为所需麦T
克风数量的预定比例，安装角度Θ＝[θ1，θ2，...θN] ；对N个非均布麦克风所测量到的声压信号进行快速傅里叶变换：yf＝FFT(yt)，其中，yt表示所述非均布麦克风阵列测量得到的风T
扇噪声声压时域信号，FFT(·)表示离散傅里叶变换，yf＝[y1(ω)，y2(ω)，...yN(ω)]表示N个非均布麦克风的频域信号；基于所述N个非均布麦克风的频域信号，选取风扇转子叶片T
通过频率fBPF＝B×fΩ下的复数幅值构造观测向量y＝[y1(fBPF)，y2(fBPF)，...yN(fBPF)] ，fΩ为转子轴转频。
4.根据权利要求3所述的基于Lp范数正则化的航空发动机周向声模态测量方法，其特征在于，第三步骤(S3)中，构造正交傅里叶感知矩阵 其中θk
为第k个传感器安装角度，mj为第j个周向模态波的模态阶次；基于所述正交傅里叶感知矩阵WN×M和观测向量y建立非均匀少测点下的Lp范数非凸正则压缩感知模型：
其中，λ表示正则化参数，p为稀疏系数，为估计的周向声模态幅值。
5.根据权利要求1所述的基于Lp范数正则化的航空发动机周同声模态测量方法，其特征在于，第四步骤(S4)中，通过广义阈值收缩算法求解Lp范数非凸正则压缩感知模型，其中，
步骤S401、输入正交傅里叶感知矩阵w和观测向量y；设置最大迭代次数，迭代初始值x(0) T ‑2 2
＝(xi) ＝0，迭代步长ε＝||W‖ ，正则化参数λ＝0.2×||W||，稀疏系数p＝0.6；
1/(2‑p) (p‑1)/(2‑p)
步骤S402、设置阈值T＝(2λε(1‑p)) +λεp(2λε(1‑p)) ；
T
步骤S403、迭代z＝x‑εW(Wx‑y)；
T
步骤S404、遍历向量z＝(zi)的元素，若 则执行步骤S405跳过步骤S406，否则
执行步骤S406；
p‑1
步骤S405、连续迭代3次xi＝sgn(zi)(|zi|‑λεp(xi) )；
步骤S406、令xi＝0；
步骤S407、检查是否达到最大迭代次数L，达到则输出航空发动机风扇单音噪声周向声模态幅值x，否则返回步骤S403。
6.根据权利要求3所述的基于Lp范数正则化的航空发动机周向声模态测量方法，其特征在于，所述预定比例为50％。