基于增广Burgers方程的音爆远场计算及应用

音爆的精确模拟对于超声速客机的低音爆研究与设计意义重大。由于计算能力的限制,客机巡航高度的音爆全场直接模拟目前还难以实现。现有的音爆预测方法一般分为两步,先通过超声速线化理论或计算流体力学的方法得到音爆近场的过压值（Over-pressure）分布,再通过声学理论将近场声压信号推进至远场,以获得飞行器的地面音爆信号。在远场计算中,传统的波形参数法没有考虑音爆传播过程中的经典吸收和分子驰豫效应所造成的声能损失,得到的激波没有厚度,导致计算得到的远场声压级不准确。基于算子分裂法,开展了非线性声学中的增广Burgers方程的数值解法研究。通过计算第二届音爆预测研讨会（SBPW-2）发布的两个标准算例,验证了该方法可以实现地面音爆波形的精确预测。发现在近场声压信号前加入一段无幅值的缓冲信号可以有效提升"N"波上升时间的模拟精度。网格收敛性研究表明适当加密计算网格是有必要的。在此基础上研究了大气声吸收对地面波形的影响,发现分子驰豫效应的影响要强于经典吸收。最后,研究了不同湿度、温度对地面音爆波形的影响,发现干燥、低温的环境对音爆信号的过压值有抑制作用。     

典型低音爆构型的近场音爆计算研究

音爆的预测是超声速民用飞机设计的关键技术。采用多块结构化网格有限体积法求解Euler/N-S控制方程,对SeebALR旋成体和三角翼两个典型低音爆构型国际标准算例的近场音爆进行了计算,与风洞试验数据进行了对比分析。结果表明,对于上述标准算例的简单绕流场进行近场音爆计算时,流场黏性效应不是必须考虑的因素;随着方位角的变化,三角翼尾部激波从单个激波演变为多激波;来流攻角的变化不影响头部激波强度,机翼前缘激波强度随攻角的增加而逐渐增强。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

超声速条件下旋成体声爆典型影响因素分析

声爆问题是制约未来超声速客机进入真正商业运营的关键技术之一。航空工业气动院发展了基于近场CFD模拟和远场传播模型相结合的混合声爆数值预测平台ARI_Boom,基于典型旋成体模型。在Ma=1.41～6.0范围内,研究了飞行参数和外形参数对地面声爆特征(包括最大过压和特征正冲量)的影响。首先给出了ARI_Boom预测平台计算方法介绍,并通过典型算例对其进行验证;其次,基于所建立平台研究了飞行参数和外形参数对地面声爆特征影响。结果表明:针对所研究构型,减小半锥角、减小长细比、降低飞行马赫数和提高飞行高度均能减弱地面声爆特征;随着钝度系数的增加,最大过压先减小后增加,并存在最佳钝度。     

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。     

细长杆用于超音速飞行器降噪的数值分析

在超音速飞机头部加装合理设计的细长杆可有效降低飞行噪音.基于Fluent准三维数值模拟手段对多组细长杆设计方案进行模拟分析,对比其对远场压力的影响,以比较各类细长杆的降噪效果,根据气动理论对数值结果作出解释,揭示细长杆的降噪效果与其外形的内在联系;从远场压力最大值、远场压力曲线形状等不同方面分析细长杆对音爆的影响.结果表明:6 m长的12.5°半锥角单级锥形细长杆有明显的降噪效果;合理设计的多级细长杆可明显降低初始过压值,并能延迟远场压力达到最大值的时间;凹凹面、凹锥面、凸凹面和凸锥面的细长杆能够降低远场压力峰值,改善压力曲线的形状,具有较好的降噪作用;细长杆产生的强膨胀波能在激波传播过程中大幅削弱机头激波,从而削弱音爆水平.     

Far-field sonic boom prediction considering atmospheric turbulence effects: An improved approach

Accurate prediction of sonic boom is one of key challenges for the design of a low-boom supersonic aircraft. For most of available far-field prediction methods, the effect of atmospheric turbulence appearing in the planetary boundary layer cannot be considered, which results in remarkable inaccuracy of predicting ground-level sonic boom waveform. Although some efforts have been made to overcome the shortcoming, the turbulence effects are not yet well described so far. This article proposes an improved method by extending the two-dimensional Heterogeneous One-Way Approximation for the Resolution of Diffraction (HOWARD) equation to account for the axial and transverse convections of wind fluctuation as well as the effect of temperature fluctuation. The proposed method is validated by comparing the predictions with the flight-test data of JAXA D-SEND#1 LBM, which shows that the result of the proposed method is in better agreement with the flight-test data than that of the method without considering atmospheric turbulence effects. Then, distortion mechanism of sonic boom waveforms caused by atmospheric turbulence is analyzed by using the proposed method. It is indicated that the effect of turbulent convection makes uniform sonic-boom wavefronts irregular, which creates the condition of diffraction effect to perturb waveforms. Finally, the proposed method is applied to investigate the behavior of two types of waveforms given by the sonic boom minimization theory. Results show that a far-field waveform with a weaker initial shock is more beneficial for low-boom design of a supersonic aircraft.     

低声爆静音锥设计方法研究

 声爆精确预测及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。基于计算流体力学(CFD)、波形参数法以及MARK-VII方法构建了高精度声爆预测方法,利用该方法对低声爆静音锥的设计展开研究。研究结果表明,静音锥的设计存在临界长度,静音锥长度小于临界长度时,静音锥产生的激波在传播过程中与机头弓形激波合并,静音锥无法起到降低声爆的作用;静音锥长度大于临界长度时,声爆水平也会略有上升。静音锥临界长度随飞行高度和飞行马赫数的变化而变化,可以根据实际飞行状态采用可伸缩设计,达到最佳的低声爆效果。多级静音锥利用多道弱激波取代机头强弓形激波,其声爆水平较单级静音锥也更低,同样,多级静音锥每一级的长度也要达到临界长度。不同静音锥头部形状产生的脱体激波形状不同,脱体距离也不同,导致阻力系数以及静音锥壁面温度有所不同,但静音锥头部形状对远场声爆信号的影响并不明显。采用静音锥的低声爆方案与原始方案比较,声爆水平得到大幅降低,阻力系数略有上升。     

Effect of longitudinal lift distribution on sonic boom of a canard-wing-stabilator-body configuration

After the last flight of the Concorde in 2003, sonic boom has been one of the obstacles to the return of a supersonic transport aircraft to service. To reduce the sonic boom intensity to an acceptable level, it is of great significance to study the effect of lift distribution on far-field sonic boom, since lift is one of the most important contributors to an intense sonic boom. Existing studies on the longitudinal lift distribution used low-fidelity methods, such as Whitham theory, and in turn,o...     

基于流场/声爆耦合伴随方程的超声速公务机声爆优化

基于自主研发的大规模并行结构化网格CFD求解器PMB3D以及并行化伴随方程求解器PADJ3D，开展了流场/声爆伴随方程的求解研究。首先采用标准算例，对内部CFD代码PMB3D软件和声爆预测代码进行了声爆计算可信度验证，以及声爆强度对近场声压梯度的校核。针对并行环境下多块对接网格的近场声压提取操作的复杂性，提出了"包围盒"的方法实现并行环境下近场声压装配单元编号、网格块编号以及对应的进程编号确定，基于声爆计算坐标将并行传递的数据进行一维排序，为声爆预测、伴随方程以及梯度求解提供输入条件。通过线性插值雅克比矩阵实现均匀坐标系梯度信息向非均匀坐标转换，并进一步根据结构化网格特征提出了插值原则，简化了近场声压转换雅克比矩阵的变分。通过装配单元记录，实现声爆强度对流场守恒变量的变分结果向各个进程装配，将装配结果作为流场伴随方程的右端项实现流场声爆耦合伴随方程的求解。此外，对小型超声速公务机开展了声爆优化，对比分析了设计前后的声压及其频谱特性。     

超音速客机音爆问题初步研究

在超音速客机设计中,音爆已成为决定和衡量方案成败的关键技术指标之一,也是超音速客机设计必须解决的关键技术问题。利用简化音爆预测(SSBP)方法对超音速客机的音爆问题进行了初步研究,实现了音爆特征的定量化计算分析,开发了基于Matlab GUI的音爆特征分析计算软件,通过算例验证了所采用方法的正确性。最后,利用所开发的音爆分析计算软件对一种新概念超音速静音客机的音爆水平进行了预测。     

基于代理模型的高效全局低音爆优化设计方法

研究发展高效实用的低音爆优化设计方法,对于新一代低音爆超声速客机的研制具有重要的理论意义和应用价值。目前国内外发展的低音爆优化方法主要包括遗传算法（GA）和基于Adjoint的梯度优化。遗传算法虽然具有较强的全局优化能力,但其优化效率较低,无法很好满足实际应用的需要;而梯度优化虽然优化效率高,但易陷入局部最优。将最新发展的代理优化算法与音爆预测方法相结合,发展了一种具有全局优化能力的高效低音爆优化设计方法。首先,概述了所采用的线性音爆预测方法,并用NASA超声速圆锥体模型进行验证,表明其计算效率高、预测精度可满足飞行器初步设计的需要。其次,对所采用的代理优化（SBO）方法进行了概述,包括试验设计、代理模型建模、优化加点准则和收敛标准等。再次,运用所发展的方法开展了NASA多段圆锥体模型的低音爆优化设计算例研究,并与遗传算法和梯度优化的结果进行了比较,表明其优化效率比遗传算法提高了2个量级以上,且优化结果优于梯度方法。最后,将所发展的方法应用于AIAA音爆预测大会提供的翼身组合体外形（69°后掠三角翼）的低音爆优化设计,将远场音爆N型波峰值减少了27.4%,表明所发展的方法在复杂外形低音爆优化设计中具有很好的应用潜力。     

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。     

基于KZK方程的声爆频域预测法

建立了一种快速预测声爆传播特性的频域方法,基于传统Khohklov-Zabolotskaya-Kuznetsov (KZK)方程,描述声爆沿激波波阵面法线方向的传播。为了验证模型正确性,以NASA TD N-161中试件C为对象,首先基于不同网格,利用计算流体力学(CFD)方法得到超音速流场;将CFD结果作傅立叶变换后代入模型方程,快速求解声爆传播特性。预测结果与NASA实验结果符合很好,研究表明：预测方法能够捕捉声爆的非线性传播,声衍射项使得声场在远场趋于轴对称分布,远距离传播后声能量集中于低频分量。