OS﹣X0试验飞行器声爆特性飞行测量与数值模拟分析

声爆问题是目前制约超声速民机研制的核心关键问题。但是,目前国内外关于声爆的飞行试验测试数据非常匮乏,严重制约了声爆预测与低声爆技术发展。基于零壹空间公司的"重庆两江之星"号OS-X0科学试验飞行器,航空工业气动院进行了声爆的飞行试验研究。采用航空工业气动院研发的飞行过程声爆信号地面测量技术成功获得了OS-X0试验飞行器在真实大气环境下的地面声爆信号,借助ARI_Boom声爆数值模拟平台对数据进行了分析和整理。数值计算结果与真实试验测量结果总体符合较好,但仍存在一定差异,这表明真实飞行环境下影响声爆特征的因素较多,在超声速飞行器声爆理论和预测方法等方面还需更深入的研究,同时飞行试验测量技术也有待进一步提高。     

史蒂文斯响度在超声速民机低声爆设计中的应用

低声爆设计是超声速民机设计中的关键技术之一,其核心问题在于选择合适的声爆衡量参量作为优化目标。将史蒂文斯响度计算方法集成至现有的超声速民机低声爆优化设计平台,并以Seeb-ALR锥体模型为例,分别选取声爆史蒂文斯总响度级与近场最大过压值为优化目标,以锥体轮廓线为优化对象进行低声爆设计。相比Seeb-ALR原始模型,锥体轮廓线优化后的总响度级优化与近场最大过压值优化使最大过压值分别降低了18.4%和40.6%,地面声爆响度级分别降低了2.2PLdB和1.4PLdB。优化结果表明该超声速民机低声爆设计平台实现了史蒂文斯响度方法的应用,可以通过响度级反映对地面人员的影响,并将其应用于低声爆设计。选择不同的声爆评价参量作为优化目标,优化后的模型轮廓线和远近场过压分布形态均存在较大差异,与近场过压最大值优化相比,基于声爆响度级的优化策略能更有效地降低地面声爆。     

低声爆超声速客机声爆预测及不确定度量化分析

声爆精确预测问题是制约超声速客机技术突破的关键瓶颈之一。由于大气来流条件不断发生波动存在不确定性，为得到更可靠的声爆近/远场信号，需考虑来流参数的不确定性对声爆预测结果的影响，并甄别其中影响声爆预测的关键性因素，为工程实际应用提供有价值的参考。本文基于CFD声爆近场信号模拟和增广Burgers方程的声爆远场信号预测方法，对第三届声爆预测研讨会（SBPW-3）的C608低声爆超声速飞行器开展了声爆信号特性分析。首先，采用约5 021万非结构混合网格半模计算了近场过压值，并研究了远场地面波形计算的时间和空间网格收敛性。接着，分析了基准状态下复杂近场流动特征及地面波形特征，通过与C608飞行器公开数据对比，验证了该方法和自研程序的准确度。此外，研究了不同物理模型和大气相对湿度对地面波形的影响。在此基础上，运用基于非嵌入式多项式混沌（NIPC）方法开展了对不同来流参数（来流马赫数、来流攻角和单位雷诺数）的不确定度量化分析和敏感性分析。结果表明，在给定的输入变量不确定度条件下，地面波形波峰与波谷处过压值变化明显。相比而言，来流单位雷诺数对地面波形过压值的影响显著低于来流马赫数和来流攻角的影响。     

基于广义Burgers方程的超声速客机远场声爆高精度预测方法

声爆高精度预测技术是新一代环保型超声速客机设计的核心关键技术之一。基于广义Burgers方程发展了可考虑"大气风"效应的远场高精度预测方法,开发了声爆预测程序"bBoom",并研究了近场声爆信号提取位置和"大气风"对远场声爆计算结果的影响。首先,给出了广义Burgers方程和声爆传播射线的计算方法,重点讨论了方程中计算分子弛豫效应和热黏吸收效应的关键参数。其次,通过简单轴对称构型标模算例、NASA的C25D构型和洛马的LM1021构型等复杂超声速客机算例对所发展的方法进行了验证,表明本文发展的方法在预测远场声爆时具有较高可信度。最后,基于所发展的方法对比了由不同近场提取位置传播到地面的波形,研究了飞机向不同方向飞行时,"大气风"对地面声爆强度和地面影响域的影响。结果表明:对于类C25D标模构型,为了确保远场声爆预测结果具有较高精度,应取机身下方约3倍机身长度位置处的近场压强信号作为传播方程的输入;另外,"大气风"会影响地面声爆强度及地面影响域,在预测时有必要加以考虑。     

基于广义Burgers方程的声爆传播特性大气湍流影响

声爆是发展超声速民机不可回避的关键问题之一。目前流行的声爆预测技术主要针对静止大气，对大气中的湍流扰动效应考虑不足，尚未建立高效高逼真度的预测方法。基于广义Burgers方程的远场声爆预测方法，通过与射线法相结合，建立了一套可考虑热黏性吸收、分子弛豫等物理效应的大气湍流声爆影响快速预测方法，并采用该方法开展了大气湍流强度和大气边界层厚度对典型远程超声速民机的声爆特性影响规律研究。计算结果表明：建立的预测方法能够合理表征热黏性吸收、分子弛豫等大气物理效应，相比前期基于波形参数法框架的预测方法，能够更加真实地反映大气湍流对声爆传播特性的影响；相比于前期的典型超声速公务机，采用的远程超声速民机声爆波形更加复杂，该预测方法仍能给出复杂波系的大气湍流影响规律；随着湍流强度和边界层厚度的增加，大气湍流效应对声爆特性产生的随机性影响呈增强趋势；同时，声爆在地面到达点的位置也呈现出更加分散的趋势，其可能会改变声爆毯对地面的影响范围，应在飞行轨迹规划中予以考虑。     

基于混合网格的声爆/气动一体化设计方法研究

探索了基于混合网格的近场预测以及基于波形参数法的远场预测相结合的声爆预测方法,综合利用了结构化网格计算效率高以及非结构网格对复杂外形适应性好的优点,在保证声爆预测精度的基础上提高了计算效率。在此基础上,建立了基于声爆预测方法、响应面模型和Pareto遗传算法的声爆/气动一体化设计方法。分析表明,发动机短舱对超声速升阻特性和声爆特征都有较大影响,利用声爆/气动一体化设计方法对发动机短舱位置进行了一体化设计研究。结果表明,建立的响应面模型的精度完全满足要求,根据不同的设计偏向选择了三种优化方案,优化后方案的性能较原始方案都有不同程度的提高。     

考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究

降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD 方法对优化结果进行校核。结果表明：与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。     

超声速飞行器声爆飞行试验与声爆预测评估

声爆问题是超声速民机研制中首要解决的关键问题之一。声爆飞行试验是研究超声速飞行器声爆特性的最直接手段,可为声爆预测方法和低声爆设计技术提供真实可信的验证数据,对新一代低声爆超声速民机设计具有重要意义。中国航空研究院与中国飞行试验研究院发展了基于传感器阵列的地空一体化地面声爆测量技术,开展了国内首次超声速飞机声爆专项测试飞行试验,采集了多组真实大气条件下的声爆实测数据,验证了飞行试验方案的合理性。在飞行航迹正下方测得的声爆波形具有显著相关性,声爆信号头激波峰值相对误差在18%左右,尾激波峰值相对误差在8%左右,声爆持续时间均为0.1 s。对比分析了地面声爆实测数据与数值预测结果,发现：飞行器从测量阵列正上方飞过时,得到的声爆信号基本形态一致、持续时间较接近,声爆信号头激波、机翼前缘激波峰值相对误差小于5%;由于计算模型简化和声爆长距离传播的非线性累积效应等因素,导致声爆信号预测值与实测值在局部特征上有一定差异;后续还需深入研究真实大气环境下的超声速声爆远场传播预测方法。     

兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化

发展气动/声爆伴随优化设计方法对于研制新一代超声速客机具有重大意义。典型的气动/声爆伴随优化设计方法分为两种：近场信号的伴随优化和远场声爆预测耦合伴随设计优化。将最新发展的基于离散伴随理论的近场声爆信号反设计与气动特性优化结合,提出兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化策略。首先,概述了伴随方程梯度求解和提出的基于信号射线方法的近场过压提取及目标过压装配过程,并验证了优化流程中近场信号及地面波形预测的准确性。其次,针对超声速民机标模,开展了低阻优化、近场低声爆反设计、兼顾气动和近场声爆特性的伴随优化三种策略的对比研究,结果表明兼顾气动和近场声爆特性优化策略的伴随优化在综合提升气动和低声爆特性上表现更优。最后与文献中相同算例的优化结果进行对比分析,进一步证明了该优化策略在超声速民机设计中的应用潜力。     

发动机喷管羽流对近场声爆特性影响的风洞试验技术

超声速飞行所引发的声爆问题是困扰新一代环保型超声速客机发展的关键技术难题，发动机喷管羽流对全机声爆特性尤其是后激波特性具有重要影响。设计了单喷管喷流试验模型及声爆试验装置，评估了风洞试验段洞壁反射激波对模型近场压力测量的影响，重点针对通气支臂对喷管羽流的支撑干扰问题进行了分析与优化。基于中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞，开展了发动机喷管羽流对旋成体单喷管模型近场声爆特性影响试验技术研究，试验来流马赫数2.0、落压比（NPR）范围1～20.39。研究结果表明，通过对来流马赫数、通气支臂外形、喷流模型长度、通气支臂与模型的相对位置等参数的综合优化，消除了通气支臂带来的支撑干扰对喷管羽流的影响，确保在风洞试验段受限空间内模型近场压力测量不受洞壁反射和通气支臂波系的影响；喷管羽流主要对模型尾部的近场压力特征产生影响，在来流马赫数一定的条件下，提高喷管NPR使喷流状态从过膨胀到欠膨胀，喷管唇口激波逐渐增强、位置逐渐向上游移动，抑制了喷管船尾膨胀波的发展。     

航空器声爆飞行试验测量技术研究进展

声爆影响航空器飞行的安全性、经济性、环保性等，通过飞行试验进行真实条件下的声爆测量是进行声爆问题研究的重要技术手段。声爆飞行试验是一项复杂的系统工程，面临全传播路径声爆测量技术难点。首先，对近70年的航空器声爆飞行试验研究进行概览，总结了技术发展阶段；其次，对声爆传播特征及对测量的要求进行简要分析，总结了声爆飞行试验测量技术方案；再次，对近场至地面的全传播路径声爆测量关键技术以及辅助参数测量技术进行综述，解析技术要点和发展趋势；最后，对声爆飞行试验测量技术及其发展方向进行了总结，且对中国声爆飞行试验技术研究现状进行简略分析，并提出了建议。     

一种先进超声速民机低声爆高效气动布局设计

低声爆高效气动布局设计是超声速民机研究的重点和关键技术之一。采用基于声爆最小化理论反设计方法、波系有益干扰后体设计方法、参数化近场超压信号的混合可信度反设计方法,提出了一种先进超声速民机低声爆气动布局,对每一步降低声爆的效果进行了分析并研究了该布局的全声爆毯特性;采用CFD数值求解近场声爆信号并通过Burgers方程传播到远场,研究了飞行高度、飞行马赫数等参数对该气动布局地面声爆响度的影响;采用CFD数值模拟方法研究了飞行高度、马赫数等参数对该气动布局气动特性的影响。研究表明,采用基于声爆最小化理论反设计方法降低了基准气动布局的地面声爆响度约6.54 PLdB,采用波系有益干扰后体设计方法进一步使地面声爆响度降低了约0.97 PLdB,采用参数化近场超压信号的混合可信度反设计方法使气动布局地面声爆响度进一步降低了约4.04 PLdB;合理地设计飞行高度、飞行马赫数,可以有效地降低地面声爆响度;合理地选择巡航飞行高度和巡航飞行马赫数,可以有效地提高巡航效率。研究工作对超声速民机气动布局设计具有一定的工程指导价值,对超声速民机总体气动方案设计亦具有一定的工程借鉴意义。     

均匀各向同性大气湍流对声爆传播特性的影响

基于离散Fourier模态有限和生成的随机大气湍流场，采用修正波形参数方法，开展了均匀各向同性大气湍流对典型超声速客机声爆传播特性的影响分析。计算采用的超声速客机模型为自行生成的简化超声速公务机模型。首先，应用航空工业空气动力研究院自主研制的CFD软件ARI_Overset在三维空间求解Navier-Stokes方程，得到作为声爆远场传播初始值的近场空间压力分布；其次，基于Von Karman能量谱，采用离散Fourier模态有限和形式生成随机均匀各向同性大气湍流场；最后，采用修正波形参数方法模拟了声爆信号在随机速度湍流场中的传播过程。数值结果表明：各向同性大气湍流对于地面声爆特征有重要影响。与无湍流状态相比，均匀各向同性大气湍流使得地面声爆特征增强的概率约为55%，使得地面声爆特征减弱的概率约为45%，故总体而言大气湍流效应更倾向于增强地面声爆特征；均匀各向同性大气湍流对于声爆传播路径影响相对较小，但是这一变化仍会导致地面信号接收点的不确定性。     

关于钝锥体气动力特性分析及最优化外形选择

在高M数和小攻角α下钝锥体外形都存在最佳钝度比(R_N/R_B)~*,使其压心系数达到高峰值。在再入飞行器外形设计中可以利用这一特性使所选择的外形有较好的飞行力学性能,如可减少滚动共振出现的概率等。文中给出确定最佳钝度比的经验公式,提出了重阻比β的定义;并推荐计算落速的近似公式。最后,利用最佳钝度比的思想,提出了再入飞行器气动力外形的最优化设计方法。     

声爆研究的现状与挑战

声爆是超声速飞行器所特有的一种气动声学现象,其涉及空气动力学和非线性声学等研究领域,开展相关研究具有重要的学术意义和应用前景。本文简述了声爆的基本概念、主要特征和主要危害,简要回顾了声爆的产生、发展和演化的研究历史,重点介绍了声爆的数值模拟、风洞试验和飞行试验预测方法,以及近年来提出的声爆抑制方法和低声爆气动优化设计方法的发展现状;最后总结了当前声爆预测方法面临的技术难点和挑战。     

飞机超声速机动飞行条件声爆预测方法

针对飞机超声速机动飞行条件下的超声爆问题，基于广义Tricomi方程建立了表征焦散线附近压力波强非线性演化过程的空间模型，采用伪时间步推进和算子分裂算法，结合时域和频域方法开发了可求解超声爆问题的计算程序ARI＿Superboom。构建的求解方法可分为3个步骤：首先，应用航空工业气动院自主研制的CFD软件ARI＿Overset在三维空间求解N-S方程，得到作为声爆远场传播初始值的近场空间压力分布；其次，基于自主研发的ARI＿Boom声爆预测程序开展射线追踪和声爆远场传播计算，获得焦散线及指定高度处声爆信号；最后，通过ARI＿Superboom预测程序获得焦聚区的地面超声爆信息。通过飞机超声速匀加速状态下地面产生的超声爆预测算例，验证了基于广义Tricomi方程建立的超声爆预测方法的可行性和准确性。     

广义Burgers方程声爆传播模型高阶格式离散

声爆预测技术是研制新一代环保型超声速民机的关键技术之一。针对当前基于广义Burgers方程的声爆远场传播模型的数值求解格式精度较低的情况，开展了高阶格式离散方法研究。通过分析该模型中各效应项的物理性质，应用合适的高阶精度格式对各项分别进行离散求解，并采用经典几何声学射线法计算声爆传播路径，实现了对地面声爆波形的精准预测。通过对美国F-5E机型的声爆飞行试验和第二届国际声爆预测研讨会的典型算例进行数值模拟，验证了本文高阶离散方法的可靠性。进一步的结果分析表明，采用高阶离散格式的预测方法相比传统二阶精度预测方法具有明显的低耗散特性，在同等网格数目上可获得更高分辨率的计算结果，且其网格收敛性远优于传统二阶精度格式，同时在计算效率上也有一定优势；在Burgers方程的各效应项中，非线性项的影响更为明显，因而采用高阶离散格式时其优势更为突出；热黏性吸收项对数值结果影响较小，采用高阶离散格式对计算精度的提升效果也不明显，实际计算中仍可以采用传统离散格式，甚至忽略该项的贡献。     

基于增广Burgers方程的超声速客机远场声爆预测研究

声爆问题是限制超声速客机投入使用的巨大阻碍,精确的声爆预测方法是解决超声速客机声爆问题的关键。声爆远场预测方法主要有波形参数法和增广 Burgers 方程法,相较于波形参数法,增广 Burgers 方程法有更完善的模型和更高的预测精度。本文首先对增广 Burgers 方程求解,提出一种有效的非线性效应求解方法;然后基于算子分裂法构建声爆远场预测方法,利用第二届国际声爆研讨会的标准算例对该方法进行验证;最后分析时间、空间网格密度和缓冲信号对预测结果的影响。结果表明：基于 Burgers 方程的声爆求解方法不需要时间、空间网格达到收敛所需的网格密度,而是按照实际精度需求选取适当网格密度;缓冲信号的引入对于大型超声速飞机的声爆预测更加准确。     

基于参数化轨迹的TAEM段在线制导方法

针对可重复使用运载器末端能量管理阶段的在线轨迹生成与制导问题,研究了一种基于参数化轨迹描述且不依赖在线积分推演与气动辨识的三维轨迹预测-校正制导算法。首先,设计了由动压上边界、下边界和最大能量边界构成的动压包线,由一个参数对包线内的动压剖面进行描述,采用离线计算的方式预先获得飞行航程随动压剖面参数、倾侧角和能量高度变化的关系并存为三维数表。随后,根据当前状态和地面航迹参数计算得到各飞行阶段地面航程信息,在待飞航程的预测中,考虑侧向机动的航程损失和模型偏差影响,采用分段查表和在线估计航程修正系数的方法对预测航程进行了两次修正。最后,研究了约束条件下的多轨迹参数连续更新策略,以保证消除航程偏差的同时轨迹具有适宜性。仿真结果表明,该方法对于初始位置、能量状态散布不敏感,其末端位置控制精度保持在米级。完成单次轨迹预测-校正的时间不超过2.3 ms,拥有较高的在线预测效率,对突发故障造成的模型偏差具有较强的适应能力。     

超声速飞行器近场声爆信号反演技术

超声速民机是新一代民机的重要发展方向，其独有的声爆现象是制约其在陆地上空进行超声速飞行的最关键因素。对超声速飞行器的气动外形进行反设计是声爆抑制的有效途径。基于等效面积分布开展反设计，需要远场感知声压级作为直接指导。为此，提出了逆向传播分别与本征正交分解（proper orthogonal decomposition, POD）及伴随方程结合，根据远场声爆信号反演近场声爆信号的方法。采用第二届声爆会议（SBPW）提供的LM1021标模算例，并从远场频域内声压级、响度级和感觉噪声级进行反演可信度评估。结果表明，对于给定的任意远场声爆信号，基于逆向传播结果进行POD反演及伴随方程反演，都可以得到较为准确的近场过压信号，且伴随方程反演方法具有更优的高频信号即局部激波信号反演能力，远场感知声压级更精准。反演结果相应的等效面积分布与参考值高度吻合，表明此方法能够为等效面积指导的低声爆气动优化设计提供基础。