Inverse design of low boom configurations using proper orthogonal decomposition and augmented Burgers equation

Mitigation of sonic boom to an acceptable stage is a key point for the next generation of supersonic transports. Meanwhile, designing a supersonic aircraft with an ideal ground signature is always the focus of research on sonic boom reduction. This paper presents an inverse design approach to optimize the near-field signature of an aircraft, making it close to the shaped ideal ground signature after the propagation in the atmosphere. Using the Proper Orthogonal Decomposition(POD) method, a guessed input of augmented Burgers equation is inversely achieved. By multiple POD iterations, the guessed ground signatures successively approach the target ground signature until the convergence criteria is reached. Finally, the corresponding equivalent area distribution is calculated from the optimal near-field signature through the classical Whitham F-function theory. To validate this method, an optimization example of Lockheed Martin 1021 is demonstrated. The modified configuration has a fully shaped ground signature and achieves a drop of perceived loudness by 7.94 PLdB. This improvement is achieved via shaping the original near-field signature into wiggles and damping it by atmospheric attenuation. At last, a nonphysical ground signature is set as the target to test the robustness of this inverse design method and shows that this method is robust enough for various inputs.     

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.     

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。     

典型标模音爆的数值预测与分析

精确预测音爆对超声速民机的研制具有重要意义。主流的音爆强度预测方法分为两步,首先通过风洞试验或CFD方法得到近场音爆过压（Over-pressure）分布,再运用修正线化理论或非线性声学理论将近场过压传播至地面,最终获得地面音爆的声压信号。本文运用典型标模对当前音爆数值预测方法的精度进行了验证和确认。在近场音爆过压分布的数值预测方面,分别考察了超声速尖点构型前缘修形尺度、不同空间离散格式和无黏/有黏流动控制方程求解对近场过压计算结果的影响。远场音爆预测方面,以LM1021全机构型近场过压分布为输入,使用基于波形参数法的远场传播工具分别考察了不同离散格式和有/无黏性计算的近场过压分布差异对地面音爆结果的影响。算例结果表明,尖点构型近场音爆预测中进行几何修形是十分必要的,使用相对合理的过渡球半径可以保证近场音爆预测精度,过大的修形尺度会对激波形状、激波和膨胀波的峰值均产生较明显的影响;就近场波形而言,熵相容格式计算得到的结果与试验测量值吻合最好,但不同离散格式导致的近场预测波形差异对传播到远场的波形关键指标（主要是最大过压和上升时间）的影响很小;是否计入黏性对近场波形结果尽管仅有小幅的影响,但将近场信号传播到远场得到地面波形时,这些细微差异会在远场波形的音爆评价关键指标上表现出明显的区别。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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.     

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。     

Research of low boom and low drag supersonic aircraft design

Sonic boom reduction will be an issue of utmost importance in future supersonic transport, due to strong regulations on acoustic nuisance. The paper describes a new multi-objective optimization method for supersonic aircraft design. The method is developed by coupling Seebass–George–Darden(SGD) inverse design method and multi-objective genetic algorithm.Based on the method, different codes are developed. Using a computational architecture, a conceptual supersonic aircraft design environment(CSADE) is constructed. The architecture of CSADE includes inner optimization level and out optimization level. The low boom configuration is generated in inner optimization level by matching the target equivalent area distribution and actual equivalent area distribution. And low boom/low drag configuration is generated in outer optimization level by using NSGA-II multi-objective genetic algorithm to optimize the control parameters of SGD method and aircraft shape. Two objective functions, low sonic boom and low wave drag, are considered in CSADE. Physically reasonable Pareto solutions are obtained from the present optimization. Some supersonic aircraft configurations are selected from Pareto front and the optimization results indicate that the swept forward wing configuration has benefits in both sonic boom reduction and wave drag reduction. The results are validated by using computational fluid dynamics(CFD) analysis.     

声爆近场空间压力风洞测量技术

针对暂冲式超声速风洞中的声爆试验，发展了近场空间压力精确测量技术，以航空工业空气动力研究院的FL-60风洞为例，开展了技术验证。FL-60风洞是一座典型的亚跨超三声速下吹式风洞，其试验马赫数范围为0.3~4.2，试验段尺寸为1.2 m×1.2 m，单车次试验时间通常为数十秒。根据暂冲式风洞试验时间短、耗气量大等特点，设计了无反射测压轨以代替传统的静压探针，大幅提高了声爆近场空间压力的测量效率。通过CFD技术对无反射测压轨的流动特性、模型安装位置以及风洞试验段中的波系进行了分析，验证了测压轨设计方案的可行性。采用Seeb-ALR低声爆标模和自行设计的带喷流的旋成体模型进行了验证性试验，采用参考车次方法和空间平均技术获得了高质量的数据，试验测量结果与CFD计算结果一致性较好，验证了声爆近场空间压力测量系统设计的合理性。     

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。     

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。     

基于Khokhlov-Zabolotskaya-Kuznetsov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Khokhlov-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,利用计算流体动力学(CFD)方法得到超声速流场;将CFD结果作傅里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.      

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。     

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。     

超声速客机低音爆布局反设计技术研究

音爆已经成为限制民用飞机在陆地上空进行超声速飞行最关键的因素.降低超声速客机的音爆水平,使其能够在陆地上空超声速飞行,将会给超声速客机带来巨大的潜在市场.基于SGD(Seebass-George-Darden)方法,构建了相关的设计分析环境,对超声速客机低音爆布局的反设计技术作了研究分析,在此基础上首次提出了一种“梭式...     

超声速低声爆布局分层优化方法

声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。总体布局参数的合理设计可以使飞行器具有良好的声爆特性。为了提高全局进化算法在布局设计中的优化效率,提出一种基于数据挖掘的分层优化方法,利用数据挖掘中的决策树算法提取设计知识,获得设计变量分层信息,指导低声爆布局分层优化;针对某超声速低声爆飞行器,选取后掠角、上反角、展弦比、梢根比、长细比五个总体布局参数作为设计变量,开展分层优化数值实验,并与一体化优化形成对比验证。结果表明：分层优化方法能够搜索到与一体化优化高度吻合的最优解,分层优化的收敛速度显著高于一体化优化,且对随机寻优历程的表现更稳健。     

直升机尾桨/尾梁耦合动稳定性分析

根据激振实验数据,应用加速度响应频响函数方程组求解尾桨毂中心处的各阶模态频率,采用加速度导纳圆方法求得尾梁在尾桨毂中心处各阶模态的质量、阻尼和刚度。利用特征值方法分析了尾桨/尾梁耦合共振动稳定性。结果表明,尾梁纵向和垂向一阶模态是可能与尾桨摆振后退型模态产生耦合共振的危险模态,提高尾桨减摆器储能模量和尾梁一阶固有频率有利于提高系统稳定性。