美国低声爆超声速技术研究取得突破

2012年4月初,美国航空航天局（NASA）宣布,其风洞试验证明了可以设计出兼具低声爆和超声速巡航高升阻比两种特性的飞机构型,这表明美国在低声爆超声速飞机设计研究上取得了突破。这项技术进展对于民用和军用超声速飞机发展都较为关键,尤其是民用超声速飞机。     

"声爆研究"专栏简介

<正>超声速飞机是下一代民航飞机发展的重要方向。以"协和号"和"图-144"为代表的第一代超声速民机虽然取得了技术上的重要突破,但是其商业运营以失败告终,声爆问题是其核心关键制约因素之一。声爆是超声速飞行器所特有的一种气动声学现象,是飞行器超声速飞行时产生的激波及膨胀波     

新一代环保型超声速客机气动相关关键技术与研究进展

更快的旅行速度是人类永恒的追求。虽然以"协和"号和"图144"为代表的第一代超声速客机商业运营失败,但之后人类从来就没有停止过对新一代更加环保的超声速客机的探索与研究。本文首先梳理总结了其中首要突破的四大关键技术(声爆预测及其抑制技术、超声速减阻技术、变循环发动机技术、低声爆低阻布局与综合优化设计技术),并对其国内外研究进展情况进行了文献综述,对研究现状进行了分析。其次,介绍了西北工业大学超声速客机研究中心在声爆预测理论与方法、声爆抑制技术、低声爆低阻布局与综合优化技术、超声速层流减阻技术等方面的研究进展。最后,针对发展新一代环保型超声速客机当前急需突破的关键科学与技术问题,探讨了未来需重点研究的方向。     

美国研究超声速低声爆推进系统

美国在提高超声速运输机的巡航飞行性能和降噪方面已经取得了突破性的进展，使美国NASA和工业界对于超声速运输机重回陆地上空执飞日常航班的信心大增。目前，他们正在进行与机体一体化的低噪声推进系统研究，本文介绍的是创新性的低声爆发动机短舱和尾喷管。     

一类超声速长航程民用客机的气动设计和性能评估

缩短跨洲越洋长途旅行的飞行时间是人们一直追求的目标,超声速民用客机为这种日益增长的缩短飞行航时的需求提供了可能。本文阐述了一类超声速长航程民用客机的气动布局学设计和性能评估结果,其巡航马赫数为1.6,巡航高度为15km。采用航空工业空气动力研究院自主研发的ARI_OPT、ARI_OVERSET和ARI_Boom程序分别开展了气动优化设计、计算流体力学(CFD)性能计算和声爆特性评估,给出了其在巡航条件下的气动特性和声爆水平。本文的研究结果可为下一步发展超声速长航程民用客机提供技术支撑。     

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。     

超声速飞机层流布局设计与评估技术进展

以超声速民机的巡航减阻问题为背景,综述了超声速层流布局设计与评估技术的研究进展。首先给出了超声速飞机巡航气动效率提升的工程意义,分析了超声速飞机巡航阻力的构成。然后阐述了自然层流设计和流动控制两种有效延迟流动转捩技术手段的研究进展,梳理了超声速转捩数值模拟、风洞试验和飞行试验3种重要评估技术的研究进展,介绍了国内外典型的超声速层流布局设计与评估案例。最后总结了超声速飞机层流布局设计和评估技术的难点和技术发展建议。     

民用超声速飞机面临的技术挑战

人类追求超声速度脚步并没有停止,有关新一代民用超声速飞机技术的研究仍在延续,人们通过不断开发出新的气动技术,包括机体、发动机和环保技术。未来超声速民用飞机的基本设计要求首先是超声速巡航状态下具有高升阻比,低油耗,远距离飞行性能,同时更为突出的是它的低噪声、低声爆、低排放的环境友好性。气动技术箭形机翼具有在超声速飞行条件下最佳的气动性能,但是采用箭形机翼的飞机在起     

美国未来超声速客机发展规划及近期进展

NASA将未来N＋1、N＋2和N＋3代超声速客机分别定位为6～20座的超声速喷气公务机（SSBJ）、35～70座的较小型超声速客机和100～200座的较大型超声速客机，各代飞机的平台性能指标和需满足的节能环保标准将逐步提高。NASA与美国工业界和相关大学合作开展了相关的概念研究。     

美国公布低声爆验证机方案

低声爆技术的成功与否，将是民用超声速飞行能否“重现江湖”的关键。飞机在超声速飞行时产生的强压力波传到地面时，会形成如同雷爆的声音，这种声音被称为声爆。声爆会使人们产生不适的感觉，也有可能会损害建筑物，因而美国法律禁止民用飞机在陆地上空进行超声速飞行。     

NASA调整航空研发战略计划

基于对目前形势的判断和未来发展道路的思考，NASA确定了未来民用航空研究的重点是运营安全性和效率、低声爆超声速飞机、超高效亚声速商用飞机、低碳动力、实时的广域安全保障，以及可靠的自主性技术等6大领域。     

超声速民机总体气动布局设计关键技术研究进展

超声速民机已成为世界民机未来发展的主要方向之一。超声速民机由于涉及声爆等一系列特殊的技术问题，比亚声速民机的性能要求更苛刻，对总体气动布局设计提出了更高要求。首先，根据设计思想和主要技术特点，将世界迄今为止的代表性超声速民机布局方案划分为三代：第1代布局主要旨在实现民用超声速飞行并兼顾高低速性能，基本为三角翼/双三角翼布局；第2代布局更加重视低声爆/低阻性能，主要采用大后掠箭形翼布局；第3代布局在低声爆/低阻要求基础上，更加注重多学科综合性能和技术可行性，主要采用“大后掠机翼+鸭翼/T尾/V尾布局和发动机短舱背负式/尾吊式”的布局。其次，梳理了新一代超声速民机总体气动布局设计目前面临的技术瓶颈和难点，对总体设计技术、低声爆设计技术、超声速减阻技术和飞-发一体化设计技术的国内外研究进展和现状进行了综述和分析。最后，展望了新一代超声速民机总体气动布局的发展趋势，针对仍需突破的关键科学与技术问题，探讨了重要研究方向。未来将优先发展超声速公务机或中小型超声速民机，其布局技术特点趋近于第3代布局，声爆、减阻、飞-发一体化、起降噪声、气动弹性、人机功效等方面的综合性能和工程可实现性将成为重点研究对...     

面向巡航任务的自适应循环发动机进/发匹配

进/发匹配是整个推进系统稳定、高效、经济工作的前提。针对自适应循环发动机的进/发匹配问题开展研究,提出利用自适应循环发动机特有的FLADE (Fan on Blade)部件实现亚/超声速巡航任务下的进/发匹配。首先,根据进/发匹配原理,分析了超声速进气道流量特性与FLADE部件的作用,在此基础上发展了超声速进气道/自适应循环发动机一体化数学模型;其次,研究了FLADE导叶开、闭状态下发动机的高度、速度特性,结合战机的亚/超声速巡航任务需求,设计了自适应循环发动机进气道捕获面积以实现进/发匹配;最后,在发动机亚/超声速巡航任务点进行了模拟仿真,结果表明在亚声速巡航点打开FLADE导叶吞入溢流能够使进气道的工作点从亚临界向临界状态移动,推进系统降低10.5%的油耗和1%的安装损失,在超声速巡航点下为同时满足进/发匹配特性及发动机安装推力需求,则需要关闭FLADE导叶提高推进系统的单位推力。     

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。     

涡轮级间混合架构的变循环发动机总体性能研究（英文）

为满足军用空优战斗机的超声速巡航和亚声速巡航需求,提出了一种涡轮级间混合的变循环发动机架构,该架构包含两种工作模式和八种变循环特征。首先阐述了本架构设计理念与任务目标;然后建立了部件级实时动态变循环发动机模型;最后,在经过特有的粒子群寻优算法对变循环发动机亚声速巡航油耗寻优,对比第四代涡扇发动机油耗产生了12.75%亚声速巡航收益。此外,即使在超声速巡航点本架构也实现了一定的油耗收益和推力提升。在超声速巡航和亚声速巡航之间,可实现0.29～0.82的涵道比大范围变化。结果表明,该架构有望成为一种适用于下一代空优战斗机的变循环发动机架构。     

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。     

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。     

超声速民机声爆理论、预测和最小化方法概述

超声速民机的低声爆设计涉及到多个相互制约的因素,要实现较理想的声爆水平设计难度相当大,发展准确快速有效的设计方法是非常必要的。在超声速民机概念设计阶段,关于声爆计算的理论方法寥寥可数,标准声爆理论和声爆最小化方法不仅有重要的理论意义,在概念设计中也很有实用价值,因此,我们需要对其有全面深入的认识。文中主要对这两个理论方法及应用进行评述和展望。标准声爆理论以F函数为核心建立了飞机横截面积与声压及声爆之间的关系。声爆最小化方法给出了设计合适的F函数以达到尽可能小的声爆的思路。声爆最小化方法的应用效果受制于初始构型,当应用声爆最小化方法不能达到设计目标时,可能不得不尝试修改初始构型。考虑到该方法的局限性,减小声爆还需要开拓新思路。     

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。     

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。