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。

面向声爆/气动力的飞行器布局设计知识挖掘

声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。飞行器总体布局参数对其声爆特性有重要影响。数据挖掘(DM)可以从大量的数据中通过算法搜索隐藏的信息,是飞行器设计知识提取的有力工具。选取后掠角、展弦比、梢根比、上反角、机身长细比5个总体布局参数作为设计变量,目标函数定义为远场感知噪声级,同时计算升、阻力系数作为气动力衡量指标。基于总变差分析(ANOVA)、决策树算法、自组织映射(SOM)网络组成的数据挖掘体系提取低声爆设计知识库。获得所选设计变量与声爆/气动力的相关度,并实现对设计变量的分层与降维。后掠角有最高设计优先级,长细比、上反角重要程度次之,展弦比与梢根比为低敏感变量。对于算例中的飞行器,在合理区间内选择较大的后掠角、上反角能够使声爆最小化的同时,设计适于超声速巡航的小展弦比布局。

超声速民机机动飞行的聚焦声爆全场预测方法研究

超声速民机在加速、俯冲等机动飞行阶段会产生强烈的聚焦声爆,其全场预测方法是当前国际上研究的热点和难点之一。由于目前无法承受全域非定常计算带来的成本,故而将聚焦声爆全场预测分为焦散计算和波形预测两部分,并在两部分之间迭代求解得到地面聚焦位置和声爆强度。首先,通过耦合求解机动飞行航迹和声射线传播路径,发展了迭代求交点和推进求包络线两类焦散计算方法。其次,在焦散计算和近场计算加中/远场传播之间迭代求得入射波形,作为求解广义Tricomi方程的输入,发展了一套聚焦声爆全场预测方法,并自主开发了预测程序FC-Boom。最后,采用AIAA第三届声爆预测研讨会标模算例和美国SCAMP项目飞行试验算例,验证了全场预测方法和程序的正确性。该工作可作为聚焦声爆抑制和低聚焦声爆设计的基础。

超声速飞行器声爆/气动力综合设计技术研究

低声爆气动外形设计是超声速民机研发的一项关键技术。基于笛卡尔无黏求解器进行了典型民机构型的低声爆设计选型,主要研究了机身轴线弯曲度、机翼平面形状、机身截面积特征等因素对近场过压分布的影响,最终选型出一种超声速飞机气动布局。在此气动布局基础之上,结合自主研发的流场/声爆耦合伴随优化设计软件AMDEsign,在指定的低噪声水平声爆信号的条件下,通过对远场声爆信号进行高效反设计,实现了超声速低声爆气动外形的大规模设计变量数值优化,感觉噪声级大幅度降低,分析了外形变化对声爆抑制作用以及近场波系形态,同时也验证了综合设计技术的有效性。

基于声阵列的飞机地面声爆测试技术

开展超声速飞机飞行条件下的地面声爆测试是声爆问题研究的重要技术手段。针对大范围、高精度地面声爆的测试问题,提出了采用声阵列进行地面声爆测试的飞行试验技术方案,并开展了试验验证。根据声爆在真实大气中的传播特性,以声阵列为核心设计地面声爆测试方案和分布式测试系统,提出基于航迹切入程序进行飞行动作设计的方法,形成声爆-飞行状态-飞行航迹-地面至空中气象条件的综合方案。采用该飞行试验技术方案对某型歼击机的地面声爆进行了实测,结果表明该方案合理可行,能可靠地进行不同飞行条件下的地面大范围声爆测量及其相关参数测量,基于系综平均法设计的声阵列可提升稳定飞行状态的声爆测量精度,三种声爆测量传声器布置方案能够用于评估地面对声爆传播的影响。

超声速飞行器低声爆气动布局优化设计研究

降低声爆噪声水平是未来超声速运输机取得商业成功所必须解决的关键问题之一。针对超声速飞行器声爆噪声预测与控制,建立了基于超声速线化理论及波形参数法的声爆噪声计算方法,与标模lm1021试验结果符合较好,验证了预测方法的可靠性。开展了低声爆气动布局优化设计研究。首先计算了某公务机基本布局的声爆水平并分析了声爆形成原因,在此基础上采用遗传算法分别对机身和机翼平面形状进行了低声爆优化。经过优化后的飞行器布局声爆水平大大降低,地面声爆过压降低了41%,声爆A计权声级降低了7.55dB。同时,采用CFD对优化布局气动力特性进行了计算分析,结果表明在巡航状态下阻力明显降低,而力矩特性基本没有变化。

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。

基于混合网格的低声爆反设计方法研究

低声爆设计方法已成为新一代军民用超声速飞机研制过程中必须解决的关键难题之一。针对传统SGD低声爆外形反设计方法无法对声爆近场非线性效应进行描述和分析的缺点,提出了利用CFD方法求解得到的声爆近场压力分布代替F函数进行低声爆反设计的方法。声爆近场预测采用点-点对接的结构/非结构混合网格,充分利用非结构网格对复杂外形适应性强和结构化网格计算效率高的优点。结果分析表明,基于改进后的低声爆反设计方法得到的方案在声爆超压以及感觉噪声级等方面都比基于原始SGD方法得到的方案有较大改善。

双向飞翼超声速客机激波阻力和声爆研究

基于超声速双向飞翼构型,采用CFD方法进行阻力计算,采用F-BOOM程序进行声爆计算,研究翼型、平面形状和EFCE激波阻力优化算法对双向飞翼激波阻力和声爆的影响。计算结果表明,平底构型可以明显降低双向飞翼超声速客机的超声速巡航的声爆,却很大程度上增加了巡航阻力,而对称构型却恰好相反;细长的平面几何形状对降低双向飞翼激波阻力和声爆都有作用,尤其对降低对称构型的声爆效果明显;EFCE激波阻力优化算法对降低双向飞翼激波阻力有明显作用,但同时会带来声爆方面的不利影响。因此,超声速客机的减阻设计和低声爆设计需要进行权衡研究。

静音锥对超声速客机声爆水平的影响

静音锥低声爆是通过在超声速飞机头部加装静音锥将机头产生的强激波转化为一系列互不叠加的弱激波,从而降低声爆。以一种"梭式"布局的超声速客机为基本模型,采用计算流体力学和波形参数法相结合的方法,研究不同参数的单级和多级静音锥对超声速客机声爆水平的影响。结果表明:静音锥的长度可以调节激波的干涉程度;静音锥的直径和圆锥顶角可以改变静音锥的初始超压值;静音锥级数对上升时间影响显著。

超音速公务机声爆计算与布局讨论

超音速公务机是航空工业的重要发展方向之一,低声爆设计技术是超音速公务机的关键技术,但国内在该领域几乎没有任何研究基础,无法为超音速公务机提供足够的设计支持。为此,介绍了两种计算声爆的方法:一是从超音速流动的线化方程出发,推导体积和升力产生声爆强度的估算方法,该方法适用于飞机概念设计阶段;二是从非线性声学传播方程出发,使用CFD近场结果作为输入,编程计算声爆强度,该方法适用于飞机初步/详细设计阶段。在此基础上,对影响声爆强度的参数进行初步分析,结果表明:飞机重量和飞行高度对声爆强度影响很大,展弦比、翼载等参数对声爆强度的影响较小;"细长机身+鸭式布局+大后掠三角翼"布局比较有利于减小声爆强度。

低声爆超声速飞机气动布局技术研究进展

超声速飞机气动布局对声爆强度具有重要影响,而低声爆气动布局是新一代超声速民用飞机的关键,因此低声爆气动布局得到了广泛研究。本文在系统调研声爆抑制技术的基础上,介绍了国外降低超声速飞机声爆的六种主要气动方法,包括优化飞机体积与升力分布,改变机翼掠角,利用机翼上反角,采用长细机身,采用抑波锥,机翼上方安装发动机;总结并分析了低声爆超声速飞机的四种主要气动布局形式,根据当前低声爆超声速飞机布局形式得出三角翼布局是下一代环保型超声速客机的主要气动布局形式;展望了低声爆超声速飞机气动布局技术的未来发展趋势。

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。

静音锥对超声速民机低声爆效果的影响

声爆问题是制约超声速客机商业运营的重要因素之一。为抑制声爆,湾流公司提出了安装于机头的静音锥方案,取得了一定的效果。但静音锥方案也存在一定的不足,主要体现在难以配平以及作动机构复杂的问题。针对此问题提出了一种改进的圆滑过渡静音锥方案,并使用基于雷诺平均(RANS)方程的CFD求解器HUNS3D和基于Thomas波形参数法的远场FL-BOOM声爆传播程序,验证了所提方案对于抑制超声速飞机声爆的有效性,并就静音锥的多项特征对其降低声爆效果的机理进行了分析,证明了影响多级静音锥降爆效果的主要因素是长度而不是级数,但长度增加对低声爆效果也有利。研究结果对超声速飞机静音锥设计具有重要的参考价值。

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。

基于探针的声爆测量风洞试验技术研究

风洞试验是开展声爆研究必不可少的技术手段,而从复杂的风洞试验环境中准确获取具有弱信号属性的声爆信号是风洞试验技术的关键。为研究暂冲式跨超声速风洞试验环境对声爆信号测量的影响,依托小型暂冲式跨超声速风洞,研制以干扰最小化针状探针为测量设备的试验装置,建立探针、模型独立运动的双运动试验系统,发展基于探针的声爆测量技术。以典型锥柱体模型为研究对象,对比了探针固定、模型移动和模型固定、探针移动2种试验方式所获完整声爆信号的差异,研究了锥柱体模型声爆传播规律和风洞背景流场对声爆测量的影响。结果表明:模型固定、探针移动和探针固定、模型移动2种试验方式相比,前者将引起声爆信号畸变,导致较为严重的声爆信号失真,后者得到的声爆信号曲线更为光滑准确,是相对更可靠的试验方式;风洞背景流场分布对声爆信号测量影响显著,声爆测量风洞试验须详细掌握风洞背景流场分布并尽可能保持其稳定,再在此基础上对模型、探针在风洞中的位置及模型与探针的相对位置进行严格选取。

超声速民机发动机短舱布局对声爆的影响

超声速民机较高的飞行速度导致发动机短舱与机翼机身存在强烈的气动干扰,且高速喷流会改变主流的激波系结构,进而影响声爆强度。以超声速民机为研究对象,对不同短舱布局开展数值模拟研究,揭示发动机短舱位置、数量对近场过压信号特性的影响规律。数值模拟运用有限体积法在直角网格上求解流体控制方程进行,通过伴随自适应网格加密生成高分辨率网格以精确捕捉近场过压信号。结果表明:发动机进气道唇口激波、尾喷口后缘激波及尾喷流与机体机翼引起的激波系存在强烈的相互干扰,一定程度上增加了近场过压幅值,从而增强了声爆强度。短舱沿弦向前移及置于机翼上方可以有效降低声爆强度,沿展向外移通过抑制尾部各激波的合并也可有效降低声爆强度;在相同总推力前提下,相比三发构型,双发构型能有效降低后体激波强度,但较大尺寸的短舱引起较强的进气道唇口激波。综合考虑喷流噪声和气动阻力因素,翼下双发布局对于新一代超声速民机并非最佳选项。

超声速双翼机——一种可能的低声爆构型

超声速双翼机的概念由德国空气动力学家阿道夫·布兹曼于1935年提出。近年来,面对超声速运输机低声爆、低超声速巡航阻力的需求,超声速双翼机重新进入了航空科学家的视野。本文概述了典型超声速双翼机的工作机理,介绍了超声速双翼机应用所面对的基本问题——非设计点特性、三维问题等的研究进展。最后对超声速双翼机下一步需要重点研究的问题及其应用前景进行了展望。

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。

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。