分层大气湍流场对远场声爆传播的影响

研究大气湍流对声爆的影响对于新一代超声速民机的低声爆设计具有重要意义。在真实大气环境中，大气湍流是普遍存在的，其会使低声爆波形在由高空向地面传播的过程中发生扭曲、畸变和振荡，并改变波形的能量分布。利用基于单向近似假设的二维HOWARD方程，以类Tu-144飞机的N型波和经过JSGD声爆最小化理论设计的低声爆波形为对象，研究分层大气湍流对N型波和低声爆波形的影响。首先，介绍了考虑大气边界层湍流效应的声爆传播模拟方法，包括改进的二维HOWARD方程及其离散求解方法、分层大气湍流场的建模方法，并采用JAXA抛体试验数据对预测方法的有效性进行了验证，同时与KZK方程预测结果进行了对比。其次，运用本文发展方法研究了N型波和低声爆波形在分层大气边界层湍流场中的传播情况，对地面可观测波形的主观噪声级和超压峰值进行了统计分析，发现大气湍流对增大N型波和低声爆波形主观噪声级（ASEL、PLdB）的概率很小，但很大程度上会增强波形超压峰值。最后，通过改变大气湍流生成过程中3个参数的数值，研究了不同强度的大气湍流场对声爆波形的影响，结果表明：风速脉动幅值和湍流积分尺度的增强对N型波和低声爆波形的感觉声压级影...     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

可压缩混合层的涡结构演化与流质混合

为研究可压缩混合层的流动结构,采用七阶精度广义紧致格式离散对流项和用显式八阶精度的中心格式离散粘性项,数值求解了非定常三维可压缩Navier-Stokes方程。用约4亿规模的网格,直接数值模拟了对流马赫数为0.7的超声速可压缩混合层的空间发展流动,获得了自初始流动失稳直至充分发展湍流流动结构的精细演化历程,所得结果表明:大尺度涡结构的生成使得混合层的动量厚度快速增长,并主宰了由被动标量质量分数展示的可视混合厚度的量级,充分发展湍流的小尺度的结构主要使得该量级厚度内的流质混合趋于均匀,对可视厚度增长的贡献非常有限。     

基于逆向增广Burgers方程的声爆反演技术

声爆问题一直是制约超声速客机发展的障碍之一，因此低声爆设计技术在超声速客机的设计中尤为重要。逆向增广Burgers方程可将中场声压信号反演至近场，能够为低声爆反设计工作提供优化目标。围绕逆向增广Burgers方程展开研究，运用算子分裂法和正则化伪抛物型方程法对逆向方程进行数值求解，并求取对应的反向等效面积。借助3个标准算例，对数值方法的收敛性、求解准确度、不同中场高度及不同周向角下反演技术的计算精度进行了研究。针对逆向增广Burgers方程的特点，探讨了在中场设置目标波形进行反设计方法的可行性，并对声压信号中高频分量的传播特性进行了研究。研究认为上述方法能够较为准确地完成中场至近场的声压信号反演计算，并且使用中场目标波形代替地面目标波形能减轻反演距离对反演计算过程的影响。     

静音锥对超声速客机声爆水平的影响分析研究

静音锥低声爆的基本原理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,从而达到降低声爆的目的。论文以一种“梭式”布局的超声速客机为基本模型,采用CFD和波形参数法相结合的方法,研究了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能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。     

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.     

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。     

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.      

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。     

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...     

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。     

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.     

用蒙特卡罗法仿真生成三维空间大气紊流场

基于三维紊流场相关函数矩阵用蒙特卡罗法仿真生成三维空间大气紊流场,并用理论证明和紊流场数值检验的方法,证明这样的空间大气紊流场较好地符合所选用的大气紊流模型 (如 Dryden模型),且具有良好的均匀性和各向同性。三维空间大气紊流场可用于飞机飞行仿真,尤其是多架飞机在大气紊流中飞行的仿真 (如空中加油、编队飞行)。     

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。