朱自強(qiáng),蘭世隆

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191

超聲速民機(jī)(SCT)協(xié)和號(hào)于1976年1月的投入運(yùn)營(yíng)可稱得上是當(dāng)時(shí)人類最大的技術(shù)創(chuàng)新和進(jìn)步之一。但其在運(yùn)營(yíng)上有3大致命弱點(diǎn):①油耗高,航程短,載客量小,每年虧損4～5千萬美元；②除音爆的不良影響外,噪聲大,起飛和進(jìn)場(chǎng)噪聲均超過美國(guó)聯(lián)邦航空管理局(FAA)規(guī)定的三級(jí)噪聲水平；③巡航飛行在18 000 m以上的同溫層,排出廢氣對(duì)臭氧層造成破壞[1]。使之不得不于2003年退出航線服務(wù)。

父親爽快地說：“反正我要退休了，說出來也不要緊：你在寫診斷書時(shí)，字跡要盡量模糊，而在收費(fèi)單上，要寫得盡量清晰?！?/p>

美國(guó)在20世紀(jì)80～90年代開展過第二代超聲速民機(jī)(HSCT)的研究項(xiàng)目,目標(biāo)是使HSCT具有超聲速巡航和亞跨聲速非設(shè)計(jì)狀態(tài)均優(yōu)的綜合性能,有效抑制噪聲和控制污染排放量,且與協(xié)和號(hào)相比,旅客座位數(shù)是后者的3倍,航程是后者的2倍,壽命是后者的4倍,座位1 nm價(jià)格為后者的1/7(1 nm=1 852 m)。1998年,計(jì)劃的主要參加者波音退出,使此計(jì)劃中斷并擱淺。超聲速民機(jī)的發(fā)展經(jīng)歷艱難,然而其超聲速或高超聲速的固有特點(diǎn)可以減少長(zhǎng)距離飛行的時(shí)間,提高民用航空生產(chǎn)率,提供舒適的旅行及方便,對(duì)全球化發(fā)展有不可估量的意義,不少國(guó)家航空公司的市場(chǎng)分析顯示了它可觀的市場(chǎng)前景。而其缺點(diǎn)則可以通過探索新概念、發(fā)展新技術(shù)逐步克服。

美國(guó)的NextGen計(jì)劃中包括發(fā)展超聲速民機(jī)。美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)提出了對(duì)三代超聲速民機(jī)的技術(shù)要求,如表1所示[1]。可見超聲速民機(jī)要成為現(xiàn)實(shí),必須保證其音爆達(dá)到可接受的程度,能滿足日益提高的機(jī)場(chǎng)周邊噪聲標(biāo)準(zhǔn)和低/高空發(fā)動(dòng)機(jī)的排污要求,且對(duì)臭氧層沒有負(fù)面影響。由于音爆的強(qiáng)弱與飛機(jī)總質(zhì)量相關(guān),而超聲速公務(wù)機(jī)(SSBJ)尺寸小、質(zhì)量輕、音爆強(qiáng)度較低、在大陸上空飛行的可能性較大、研制成本較低、市場(chǎng)有需求且可為進(jìn)一步發(fā)展?jié)M足未來航空運(yùn)輸要求的超聲速民機(jī)提供經(jīng)驗(yàn),因此美國(guó)、法國(guó)、俄羅斯等國(guó)的航空公司都對(duì)其開展了研究,并提出了方案[2]。

表1 三代超聲速民機(jī)的技術(shù)要求[1]Table 1 Technique requirements of three generations of supersonic commercial transport[1]

1 SSBJ的研究

超聲速民機(jī)/公務(wù)機(jī)與其亞跨聲速對(duì)手相比,主要優(yōu)勢(shì)在于其時(shí)間價(jià)值和舒適性。以美國(guó)洛杉磯到日本東京的航線為例,如乘馬赫數(shù)Ma=0.85巡航飛行的Boeing 747,乘客在洛杉磯晚上時(shí)間8點(diǎn)出發(fā),當(dāng)?shù)貢r(shí)間次日中午12點(diǎn)抵達(dá)東京,當(dāng)日有效的公務(wù)時(shí)間只有5 h。若乘Ma=1.6的超聲速民機(jī),當(dāng)?shù)貢r(shí)間次日早晨8點(diǎn)抵達(dá)東京,有一整天的商務(wù)時(shí)間。

SSBJ的競(jìng)爭(zhēng)劣勢(shì)是經(jīng)濟(jì)性,其單價(jià)和油價(jià)均為當(dāng)前航程最大公務(wù)機(jī)(Gulfstream-550)的兩倍[1-2]。為使SSBJ具有市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力,必須選擇合適的航程、承載能力、速度和價(jià)格,以達(dá)到最優(yōu)的性價(jià)比。Chudoba等建議[3]:航程為4 500 nm,即從紐約飛往莫斯科/倫敦(2 900 nm)無需中間停留,從洛杉磯飛往東京(5 202 nm),中間停一次；巡航馬赫數(shù)為1.4～1.8；運(yùn)營(yíng)方式要在速度、航程、水陸上空航程比例之間進(jìn)行性能和價(jià)格上的綜合考慮。

推進(jìn)國(guó)土資源供給側(cè)改革 優(yōu)化要素支撐（何建立） .......................................................................................6-16

目前有下述幾種超聲速公務(wù)機(jī)正在研制,準(zhǔn)備2020年前后投入市場(chǎng)。

圖1 噪聲分析比較Fig.1 Comparison of noise analysis

圖2 不同機(jī)種對(duì)北半球臭氧層影響的年度平均變化[18]Fig.2 Effect of different aircrafts on annually averaged change of ozone in northern hemisphere[18]

1.1 美國(guó)灣流公司的QSJ

美國(guó)灣流公司的QSJ(Quiet Supersonic Jet)[4-5]為抑制音爆,采用了可伸縮的“靜音探針”(Quiet Spike TM)概念和設(shè)計(jì),在大量實(shí)驗(yàn)和研究后,于2004年啟動(dòng)了和NASA合作的探針外形設(shè)計(jì)的演示驗(yàn)證(SSBD)項(xiàng)目[6],以速度、性能、飛機(jī)長(zhǎng)度和強(qiáng)度均符合要求的F-15作為試飛飛機(jī),在飛行試驗(yàn)中重點(diǎn)驗(yàn)證探針的結(jié)構(gòu)和機(jī)構(gòu)系統(tǒng)的可行性,并測(cè)量了近場(chǎng)的壓強(qiáng)分布以驗(yàn)證CFD的計(jì)算[7-17]。飛行試驗(yàn)表明,飛機(jī)下方95 ft(1 ft=304.8 mm)處測(cè)得的Δp/p與CFD計(jì)算結(jié)果一致,在整個(gè)飛行包線內(nèi)飛機(jī)是穩(wěn)定的,探針伸展/收縮系統(tǒng)工作正常,在真實(shí)飛行環(huán)境下證實(shí)了靜音探針減小音爆的理論、概念和技術(shù)的正確性和可行性[1]。圖1為幾種典型超聲速民機(jī)音爆強(qiáng)度的可感覺聲強(qiáng)水平(PLdB)和A加權(quán)噪聲水平(dB(A))的比較。由圖可見,QSJ修形設(shè)計(jì)后A加權(quán)噪聲比協(xié)和號(hào)至少低35 dB。圖2為不同機(jī)種對(duì)北半球臭氧層影響的年度平均變化[18],由圖可見,QSJ的巡航高度可降低至接近于對(duì)臭氧層改變符號(hào)影響的分界高度(14 335 m/47 000 ft),使QSJ基本上不影響臭氧層。圖3為QSJ噪聲性能的初步估計(jì),表明它可實(shí)現(xiàn)起降時(shí)低于第4階段10 dB的要求,滿足適航規(guī)定。表2給出了QSJ的設(shè)計(jì)要求。圖4為QSJ的基本外形(變后掠機(jī)翼)。

圖3 QSJ的噪聲性能估計(jì)Fig.3 Evaluation of noise performance of QSJ

圖4 QSJ基本外形Fig.4 Basic configuration of QSJ

表2 QSJ的設(shè)計(jì)要求Table 2 Design requirements of QSJ

1.2 Aerion公司的SSBJ

圖5給出了Aerion公司SSBJ的外形照片。其航程為4 200 nm,巡航Ma=1.5,最大起飛質(zhì)量為40 823 kg(90 000 lb),載客座位為8～12,巡航高度為15 545 m(51 000 ft),單機(jī)價(jià)格約為8 000萬美元。據(jù)說目前已有50架訂單量。Aerion為其SSBJ設(shè)定了三檔巡航速度[19]:第一檔Ma=0.95,航程可達(dá)4 600 nm(可實(shí)現(xiàn)美國(guó)東西海岸的直飛,時(shí)間約為4 h)；第二檔為Ma=1.1～1.2的無音爆超聲速飛行,但耗油率高,航程只有3 600 nm；第三檔為Ma=1.5的低音爆超聲速飛行,航程為4 200 nm。按當(dāng)前FAA適航要求飛行的SSBJ有望于2020年投入航線運(yùn)營(yíng)。其外形布局特點(diǎn)是小展弦比梯形翼,引入了超聲速自然層流翼型和跨聲速音爆消減等兩項(xiàng)創(chuàng)新技術(shù),成功運(yùn)用超聲速面積律優(yōu)化了機(jī)身的阻力,采用了小推力JT-8D渦扇發(fā)動(dòng)機(jī),降低了油耗[2,19]。

圖5 Aerion的SSBJ照片F(xiàn)ig.5 Photo of Aerion SSBJ

Aerion公司和NASA于1999年合作將三維超聲速層流機(jī)翼裝于F-15飛機(jī)上的飛行試驗(yàn)[20],證實(shí)可獲得幾乎全弦長(zhǎng)的層流流動(dòng)。在此基礎(chǔ)上采用Sturdza提出的可用于初步設(shè)計(jì)的三維帶轉(zhuǎn)挨點(diǎn)的邊界層方法[21]、遺傳算法和非線性單純形法的優(yōu)化方法,成功地進(jìn)行了SSBJ的外形優(yōu)化設(shè)計(jì)[22]。該邊界層方法由無黏流解(PANAIR和Cart3D)計(jì)算三維流場(chǎng)、常規(guī)線性穩(wěn)定性方法計(jì)算轉(zhuǎn)挨位置和常規(guī)方法計(jì)算三維后掠/梯形邊界層綜合而成。圖6給出了翼-身-邊條翼阻力最小黏性優(yōu)化的主要設(shè)計(jì)變量。通過機(jī)身半徑分布設(shè)計(jì)使繞機(jī)身的等壓線直線化,以減小邊界層的橫向流。根據(jù)巡航飛行迎角下翼身結(jié)合部對(duì)機(jī)翼上下表面壓強(qiáng)分布影響的不同,提出了位于機(jī)翼上下機(jī)身非圓截面形狀可獨(dú)立設(shè)計(jì)的思想。在機(jī)翼和邊條翼接合的流動(dòng)設(shè)計(jì)上,傳統(tǒng)的思想是光滑化,但后來發(fā)現(xiàn),將機(jī)翼尖前緣向下扭轉(zhuǎn)可使大后掠鈍前緣邊條翼誘生的上洗沿著機(jī)翼的前緣流動(dòng),有利于擴(kuò)大機(jī)翼的層流范圍。經(jīng)過大量的數(shù)值模擬,最終在尖前緣機(jī)翼和鈍前緣邊條翼接合處采取了約90°的低頭扭轉(zhuǎn),形成一“缺口”(見圖7)。圖8和圖9分別給出了光滑接合和機(jī)翼前緣扭轉(zhuǎn)的優(yōu)化計(jì)算結(jié)果。比較可知,后者擴(kuò)大了層流范圍[22]。圖9還表明下翼面比上翼面有更大的層流范圍。發(fā)動(dòng)機(jī)和機(jī)體接合時(shí)[23],升力面的設(shè)計(jì)也應(yīng)盡可能保持下翼面的層流流動(dòng)[22]。

圖6 翼-身-邊條翼黏性優(yōu)化的主要設(shè)計(jì)變量Fig.6 Main design variables used in viscous wing-body-strake optimizations

圖7 機(jī)翼/邊條翼接合處尖前緣機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)Fig.7 Airfoils at the wing-strake intersection with leading-edge twist at leading-edge crank

圖8 光滑結(jié)合的優(yōu)化結(jié)果(白色區(qū)為湍流流動(dòng))Fig.8 Optimization results of smooth union(white area denotes turbulent flow)

圖9 機(jī)翼前緣扭轉(zhuǎn)的優(yōu)化結(jié)果Fig.9 Optimization results of leading-edge twist of wing

Aerion音爆消減技術(shù)的細(xì)節(jié)還被嚴(yán)格保密中,但可推測(cè)其大致原理為:通過多種措施的外形優(yōu)化,使SSBJ在Ma=1.1～1.2超聲速飛行時(shí)產(chǎn)生的激波系向機(jī)體上方發(fā)散；并利用空氣的“馬赫數(shù)分離效應(yīng)”使部分向地面?zhèn)鬟f的激波反射回天空,僅剩強(qiáng)度較小的余波傳向地面[19]。

1.3 美國(guó)國(guó)際超聲速宇航公司的QSST

QSST是美國(guó)國(guó)際超聲速宇航公司(SAI)委托洛馬公司設(shè)計(jì)大后掠角三角翼鴨式氣動(dòng)布局后,再由SAI公司制造的一種SSBJ[2]。設(shè)計(jì)目標(biāo)為:4 500 nm航程,巡航Ma=1.6～1.8,巡航高度為6 000 ft,最大起飛質(zhì)量為90 700 kg(200 000 lb),20～30座全一等艙,期望音爆值約為協(xié)和號(hào)的1%。該機(jī)采用細(xì)長(zhǎng)曲線形機(jī)身的鴨式布局、“海鷗式”機(jī)翼、倒置V形尾翼、翼下吊掛兩發(fā)動(dòng)機(jī),如圖10所示,計(jì)劃于2018年首飛。

初中生的情感體驗(yàn)不夠豐富，對(duì)未來世界充滿了好奇心和探究心理。在美術(shù)中滲透情感教育直接會(huì)對(duì)初中生的人生價(jià)值觀產(chǎn)生很大的影響，關(guān)系到他們將來看待事物和問題的心態(tài)、思路以及角度。因此在滲透情感教育的時(shí)候老師需要以身作則，為學(xué)生樹立一個(gè)正面的榜樣，并且加強(qiáng)在課上的師生互動(dòng)，以便隨時(shí)了解每個(gè)學(xué)生的情感動(dòng)態(tài)，促進(jìn)師生關(guān)系和諧，幫助學(xué)生健康發(fā)展。

圖10 QSST的外形Fig.10 Configuration of QSST

此外,日本JAXA也開展了這方面研究,提出了雙后掠剪形機(jī)翼的S3TD布局,2005年在澳大利亞進(jìn)行了基于火箭動(dòng)力的超聲速民機(jī)模型的飛行試驗(yàn),2010年在瑞典對(duì)優(yōu)化低音爆設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了演示驗(yàn)證[24]。

表3 EVP的目標(biāo)Table 3 Goals of EVP

圖11 信號(hào)設(shè)計(jì)目標(biāo)[26]Fig.11 Signature design target[26]

圖12 設(shè)計(jì)的優(yōu)化外形Fig.12 Shape of optimization design

2 預(yù)計(jì)2020—2035年間的超聲速民機(jī)概念

NASA在“超聲速”項(xiàng)目中要求波音和洛馬兩主機(jī)系統(tǒng)商分別對(duì)N+2和N+3代超聲速民機(jī)進(jìn)行概念研究,并提出需開發(fā)的關(guān)鍵技術(shù)。Walge等(波音團(tuán)隊(duì))利用波音和NASA在HSR/HSCT中取得的成果研究了N+2、N+3代概念飛機(jī)的可能外形[25],如N+2代的Boeing 765-076E等。筆者在文獻(xiàn)[1]中較為詳細(xì)地介紹了此項(xiàng)研究的成果,此處不再贅述。

然而當(dāng)前FAA尚未制定音爆等級(jí)標(biāo)準(zhǔn),國(guó)際民航組織(ICAO)禁止民用飛機(jī)在大陸上空進(jìn)行產(chǎn)生可覺察音爆的超聲速飛行,FAA更嚴(yán)格禁止民機(jī)在美國(guó)大陸上空進(jìn)行Ma超過0.99的飛行。因此,一方面NASA考慮啟動(dòng)X-飛機(jī)計(jì)劃[35],其研究的重點(diǎn)并不是超聲速民機(jī)技術(shù),而是試圖建立一個(gè)低音爆標(biāo)準(zhǔn),向適航當(dāng)局提供數(shù)據(jù),從而在一定音爆等級(jí)標(biāo)準(zhǔn)內(nèi)允許大陸上空的超聲速飛行[36]。另一方面盡管前面提到的基于線性理論的低音爆設(shè)計(jì)方法和應(yīng)用已取得了很大進(jìn)展,但仍需繼續(xù)加強(qiáng)降低音爆的研究。近年來隨著CFD的進(jìn)步,開始出現(xiàn)基于高保真度方法來實(shí)現(xiàn)降低音爆的設(shè)計(jì)方法。下面將具體討論各類設(shè)計(jì)方法。

再次，從學(xué)生現(xiàn)狀來看，我校中職生對(duì)于高淳的地方文化有所涉獵，但是了解得不夠深入和具體，只是淺層次的初步認(rèn)識(shí)，并不能說出形成的原因、過程和發(fā)展的現(xiàn)狀，因此，利用形式多樣語(yǔ)文綜合實(shí)踐活動(dòng)，開展語(yǔ)文學(xué)習(xí)，有助于學(xué)生形成家園意識(shí)和熱愛家鄉(xiāng)的情感，以飽滿的激情投入到家鄉(xiāng)的建設(shè)中。

Morgenstern等(洛馬團(tuán)隊(duì))先進(jìn)行了N+3

代概念機(jī)研究[27],實(shí)際上是將其QSST加以放大,然后做N+2代概念機(jī)的研究[28-29],對(duì)音爆的形狀作優(yōu)化[30],根據(jù)文獻(xiàn)[31]給出的平頂式低音爆形狀,用SEEB計(jì)算程序[32]分析了“斜坡突躍(Ramp)”信號(hào)形狀的各種參數(shù),并加入了多激波的概念。在假定最大起飛質(zhì)量為450 000 lb和典型飛行高度上,在Ma=1.6的巡航飛行條件下做了音爆形狀的優(yōu)化計(jì)算,設(shè)計(jì)變量是飛行器的長(zhǎng)度,優(yōu)化目標(biāo)為在給定地面聲強(qiáng)水平約束下找出最優(yōu)的信號(hào)形狀使飛機(jī)長(zhǎng)度最短,圖13為優(yōu)化流程。Morgenstern等利用此成果確定了N+2代概念研究的目標(biāo)音爆形狀[29](見圖14),研究中采用了如圖15所示的快速概念設(shè)計(jì)(RCD)模型,其計(jì)算模塊中的Optigrid由沿馬赫線方向伸展的棱柱形結(jié)構(gòu)——非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格替代。流場(chǎng)解數(shù)據(jù)向地面?zhèn)鞑サ挠?jì)算采用了洛馬的LMBoom傳播軟件(并計(jì)及遠(yuǎn)場(chǎng)的多級(jí)子修正)。

圖13 目標(biāo)聲強(qiáng)形狀的優(yōu)化流程Fig.13 Optimization framework of finding best shape at target sound intensity

圖14 給定長(zhǎng)度和質(zhì)量下最小聲強(qiáng)水平的低音爆信號(hào)Fig.14 Low boom target signature for a given length and weight

圖15 快速概念設(shè)計(jì)工具Fig.15 Design tools enabled rapid iteration

研究的出發(fā)外形取N+3代民機(jī)的設(shè)計(jì)外形。分析后發(fā)現(xiàn),倒置V形尾翼的布局不能達(dá)到N+2代民機(jī)設(shè)計(jì)的目標(biāo)值,于是改成正常平尾和三發(fā)布局形式(見圖16),并依靠如圖17所示的以響應(yīng)面為基礎(chǔ)的優(yōu)化方法,使三發(fā)外形的當(dāng)量面積分布趨于能同時(shí)實(shí)現(xiàn)軌跡下和軌跡外(周向角30°內(nèi))音爆強(qiáng)度最小的目標(biāo)當(dāng)量面積分布。響應(yīng)面通過選取可能影響后部音爆信號(hào)形狀的一些設(shè)計(jì)變量形成DOE(Design of Experiments),并對(duì)其進(jìn)行50次單獨(dú)的CFD計(jì)算而產(chǎn)生。圖18給出了最終三發(fā)外形的平均聲強(qiáng)水平隨周向角的分布,由圖可見,整個(gè)巡航時(shí)間及音爆足跡內(nèi)的代表性平均聲強(qiáng)水平為79 PLdB。設(shè)計(jì)過程中還很仔細(xì)地減少了波阻,因而獲得巡航全過程中升阻比L/D在9.20(最小)～9.34(最大)之間,使該外形可以達(dá)到N+2代民機(jī)的性能目標(biāo)。

圖16 三發(fā)布局外形Fig.16 Trijet configuration shape

EVP項(xiàng)目第一階段中波音和洛馬各自都設(shè)計(jì)了風(fēng)洞模型,改進(jìn)了試驗(yàn)技術(shù)(減小測(cè)量誤差約兩個(gè)量級(jí))[26,33-34],并將測(cè)量結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果作了對(duì)比,兩者吻合得很好,見文獻(xiàn)[29]。通過傳播方程計(jì)算測(cè)量的數(shù)據(jù),可取得地面壓強(qiáng)信號(hào)值,與預(yù)先估計(jì)值的差值(如洛馬的結(jié)果)僅為1 PLdB(見圖19)。

圖17 基于響應(yīng)面的優(yōu)化當(dāng)量面積流程Fig.17 Flow chart of vehicle’s equivalent area optimization based on response surface

圖18 聲強(qiáng)水平隨周向角的分布Fig.18 Sound intensity level vs roll angle of propagation

圖19 地面壓強(qiáng)信號(hào)形狀的比較Fig.19 Comparison of ground pressure signal shape

表4 驗(yàn)證結(jié)果Table 4 Results of validation

NASA通過與波音、洛馬的NRA(NASA Research Announcement)合同對(duì)N+2代超聲速民機(jī)概念作了驗(yàn)證研究,探索性地驗(yàn)證了一些關(guān)鍵技術(shù)。表4給出了驗(yàn)證的結(jié)果,表明低音爆、低阻力設(shè)計(jì)方法和風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)都取得了很大的進(jìn)展。正在進(jìn)行的第二階段研究將深入探討發(fā)動(dòng)機(jī)的影響。

隨后歷時(shí)3年的N+2代系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證項(xiàng)目(EVP)則以Boeing 765-076E為出發(fā)外形,通過CFD和多學(xué)科優(yōu)化方法(MDOPT[1]),按表3所示目標(biāo)要求設(shè)計(jì)了一個(gè)低音爆低阻外形,先用OVERFLOW流場(chǎng)解及基于廣義Burgers方程(見第5節(jié))的Zephyrus軟件做了音爆分析計(jì)算,繼而做了風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證,使外形能實(shí)現(xiàn)低音爆的目標(biāo)值。波音首先給出了如圖11所示的低音爆信號(hào)設(shè)計(jì)目標(biāo)值[26],即信號(hào)最前端為0.2 psf強(qiáng)度的激波,前部為正弦波/多項(xiàng)式斜波突躍形狀,中部具有約100 ms的0.65 psf平頂式壓強(qiáng),后部以斜激波突躍結(jié)束,尾激波強(qiáng)度為0.35 psf。設(shè)計(jì)的飛行條件包括:Ma=1.8,高度為49 000 ft,質(zhì)量為162 000 lb。設(shè)計(jì)要確保音爆值小于85 PLdB,無黏阻力在Ma=1.8、CL=0.1下小于0.007 9。圖12為優(yōu)化設(shè)計(jì)得到的外形示意圖。隨后的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證表明在設(shè)計(jì)(Ma=1.8)和非設(shè)計(jì)(Ma=1.6)馬赫數(shù)下,該外形音爆的地面信號(hào)值都低于85 PLdB的目標(biāo)值,最好的僅有81 PLd B,并達(dá)到了原定的低阻空氣動(dòng)力性能。

為了評(píng)估預(yù)測(cè)音爆的各種方法,NASA于2008年舉辦了一次內(nèi)部的低音爆計(jì)算專題研討會(huì)(LBPW)[102]。參與者分別用5種方法對(duì)5個(gè)外形做了壓強(qiáng)信號(hào)的計(jì)算。5個(gè)外形分別為錐柱旋成體、拋物線頭部圓柱旋成體、四次曲線頭部圓柱旋成體、69°后掠機(jī)翼-機(jī)身組合體和Ames低音爆帶短艙的全機(jī)(LBWT)。5種計(jì)算方法分別為 Cart3D-Adjoint、FUN3D-Adjoint、Airplane-ANET、Cart3D-ANET 和 USM3D-SSGRID,其中ANET是由Thomas編寫的一個(gè)音爆傳播的計(jì)算程序[46]。會(huì)上對(duì)比了每個(gè)外形各種方法的計(jì)算結(jié)果,結(jié)論是這5種方法均給出了合理結(jié)果,表明它們可以作為分析設(shè)計(jì)的工具。5種方法對(duì)于較簡(jiǎn)單外形所算出的激波強(qiáng)度均一致,但對(duì)最復(fù)雜流型物體(LBWT)的后部繞流計(jì)算結(jié)果則表現(xiàn)出較明顯的差異。圖33(a)給出了各方法計(jì)算h/l=1.167時(shí)LBWT近場(chǎng)無因次壓強(qiáng)分布與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比,可見各方法給出的壓強(qiáng)分布在x/l≤1.1處均與實(shí)驗(yàn)結(jié)果很一致,并在x/l=1.1處出現(xiàn)第一個(gè)激波,而在模型后部彼此的結(jié)果比較分散(見圖33(b)),例如x/l=1.2處FUN3D-Adjoint給出的激波位置最靠前；所有方法都過高估算了激波強(qiáng)度；Cart3D-Adjoint、FUN3D-Adjoint和USM3D-SSGRID在x/l=1.32處顯示出了一個(gè)小激波,而ANET方法沒有算出激波,由于風(fēng)洞測(cè)量選取的點(diǎn)過于稀疏,無法確定該處是否存在此激波；x/l=1.45處的尾激波計(jì)算表現(xiàn)出了很大的分散度。會(huì)議認(rèn)為這種差異表明一方面機(jī)身、機(jī)翼、尾翼和短艙間的干擾很難算準(zhǔn),另一方面風(fēng)洞測(cè)量的結(jié)果過于粗略。會(huì)后無論在計(jì)算方法或風(fēng)洞試驗(yàn)等方面都做了很多改進(jìn),特別是在第2節(jié)指出的測(cè)量方法的改進(jìn),減小了風(fēng)洞測(cè)量結(jié)果的誤差[26,33-34]。

3 音爆的線性理論

Plotkin在1989年對(duì)當(dāng)時(shí)已有的音爆理論做過一個(gè)經(jīng)典性的評(píng)述[37],指出Landau通過對(duì)弱激波的分析[38],正確給出了音爆的遠(yuǎn)場(chǎng)N波形態(tài),超聲速飛行時(shí),沿飛機(jī)軸向隨機(jī)身橫截面和升力的增大引起的擾動(dòng)隨之增強(qiáng),并沿著更陡的角度傳播,與上游來的擾動(dòng)合并,逐步形成陡峭的壓力升高(N波的頭激波),隨后流動(dòng)沿下游線性膨脹,與尾部膨脹波合并形成壓縮激波,即N波的尾激波。他的工作為音爆的線性和非線性理論奠定了基礎(chǔ)。Whitham的經(jīng)典論文[39-40]給出了音爆現(xiàn)象的線性理論。該理論指出:線性超聲速空氣動(dòng)力學(xué)計(jì)算細(xì)長(zhǎng)軸對(duì)稱物體過壓δp=p-p0的公式為

其中:A為沿馬赫角橫切物體的橫截面積。Whitham的F函數(shù)建立了δp與橫截面積之間的聯(lián)系。Lomax利用當(dāng)量面積概念A(yù)e(x)將這種聯(lián)系推廣到任意形狀的物體[41]。利用F函數(shù),Whitham描述了遠(yuǎn)場(chǎng)N波的建立過程[39-40],如圖20所示。

圖20 音爆的產(chǎn)生、傳播和發(fā)展Fig.20 Sonic boom generation,propagation and evolution

圖27 給出了采用RAGE(Rapid Aerospace Geometry Engine)軟件[86-87]表述的上述實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ图佣膛?、掛架和水平尾翼等?gòu)成的外形。將其作為優(yōu)化設(shè)計(jì)的初始外形。該原型機(jī)質(zhì)量為33 000 lb,在45 000 ft高度的巡航升力系數(shù)CL為0.099 6。通過模擬計(jì)算得知,為達(dá)此升力系數(shù),迎角為0.612°,相應(yīng)的阻力系數(shù)CD=0.012 3,L/D約為8.1。優(yōu)化設(shè)計(jì)要求所得外形在保持原氣動(dòng)性能的同時(shí),在航跡下(Φ=0°)和航跡外(Φ=15°)的地面音爆噪聲最小。

式中:S為射線管的面積,const稱為Blokhintzev不變量。據(jù)此,近場(chǎng)壓強(qiáng)解演化至地面遠(yuǎn)場(chǎng)值的過程轉(zhuǎn)化成在大氣傳播中射線管面積變化的過程,它構(gòu)成了計(jì)算傳播音爆代碼的主要部分。具體的計(jì)算還需考慮大氣的湍流、地面的接收和反射、非線性陡峭以及發(fā)展成N波等問題,可參閱文獻(xiàn)[37,39-40]。圖21表示聲波以射線管方式傳播。

與幾何光學(xué)方程類似,波也可以以幾何射線方式沿著垂直于波前W 的方向傳播,此即幾何聲學(xué)的基礎(chǔ)。解的虛部具有連續(xù)方程形式,表示能量守恒。與流體力學(xué)中定義流管類似,可定義射線管為

式中:ω為頻率；a∞為參考聲速；P(x,y,z)為波幅函數(shù)；W(x,y,z)為波前函數(shù)。在聲信號(hào)波長(zhǎng)λ?大氣梯度變化尺度L的條件下,式(4)的實(shí)部可寫為

者也，所謂圣賢之月也。［3］卷七《月軒序》，25葉b-26葉a由上可知，莊昶堅(jiān)持的文道一體之說，不是指所有的文，而是指圣賢之文，非文人、詩(shī)人之文。理解此，我們才能明白為何莊昶會(huì)說出“莫怪不知楊萬里，草廬文字子思心”［3］卷一，15葉a這樣的話。

圖21 音爆的產(chǎn)生與射線的傳播Fig.21 Sonic boom generation and ray propagation

以上為線性理論的要點(diǎn),其完整性應(yīng)用(特別在真實(shí)大氣中)很復(fù)雜。Hayes等首先將F函數(shù)作為輸入,完成了射線管傳播等的計(jì)算代碼(ARAP)[45]；隨后Thomas輸入近場(chǎng)信號(hào),并用純數(shù)值射線示蹤技術(shù),完成了第2個(gè)計(jì)算代碼[46]；Tayor又進(jìn)一步改進(jìn)ARAP,得到TRAP[47]。其他一些計(jì)算代碼主要由 Wyle實(shí)驗(yàn)室開發(fā)[48],但尚未公開。Seebass和Runyan等早期也曾做過音爆理論的綜述[49-50]。

相關(guān)性研究有兩個(gè)目的：①探索變量之間的聯(lián)系；②從被試在一個(gè)變量上的得分去預(yù)測(cè)他在另一個(gè)變量上的得分.在相關(guān)研究中，可以在相同的時(shí)間點(diǎn)或不同的時(shí)間點(diǎn)測(cè)量變量.在預(yù)測(cè)研究中，用于測(cè)量的變量必須在對(duì)被預(yù)測(cè)的變量進(jìn)行測(cè)量之前作測(cè)量.[1]在數(shù)據(jù)分析方面，相關(guān)性研究的數(shù)據(jù)用相關(guān)系數(shù)和回歸分析處理，預(yù)測(cè)性研究主要用回歸分析處理.

設(shè)計(jì)條件為 Ma=1.6、α=0.612°、h/l=2.0。自適應(yīng)后計(jì)算網(wǎng)格數(shù)為9.3×106,用120個(gè)變量控制機(jī)翼,40個(gè)變量控制機(jī)身截面和外形,20個(gè)變量控制立尾的厚度分布和平尾的厚度及扭轉(zhuǎn)分布,總計(jì)180個(gè)設(shè)計(jì)變量。優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)為

多年的研究雖獲得很多成果,但卻缺少飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。NASA的HSR項(xiàng)目曾探討過飛行試驗(yàn)的問題[75-79],但因項(xiàng)目的中止而未能實(shí)現(xiàn)。DARPA的QSP項(xiàng)目中以F-5E為飛行平臺(tái)的SSBD(Shaped Sonic Boom Demonstration)項(xiàng)目實(shí)現(xiàn)了超聲速飛機(jī)的音爆在真實(shí)大氣中具有平頂式波形(見圖22)的目標(biāo),文獻(xiàn)[1]介紹了SSBD的進(jìn)程和取得的成果。

圖22 SSBD項(xiàng)目的目標(biāo)Fig.22 Objectives of SSBD

4 基于Cart3D軟件和伴隨方法的低音爆設(shè)計(jì)方法

如圖20所示,可分別進(jìn)行近場(chǎng)數(shù)值模擬和長(zhǎng)距離的壓強(qiáng)傳播計(jì)算,遂提出了反設(shè)計(jì)概念,即用地面可接受的目標(biāo)壓強(qiáng)分布修正CFD計(jì)算區(qū)域所對(duì)應(yīng)的近場(chǎng)壓強(qiáng)分布形態(tài),再耦合優(yōu)化方法實(shí)現(xiàn)降低音爆的物形改型設(shè)計(jì)和處理[80]。

Cart3D是基于笛卡兒坐標(biāo)的Euler方程計(jì)算軟件[81]。為改進(jìn)CFD計(jì)算近場(chǎng)的結(jié)果和效率,軟件中采用伴隨方法實(shí)現(xiàn)在不同方位加密網(wǎng)格的自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)。文獻(xiàn)[82-85]給出了用伴隨方法實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)網(wǎng)格的討論和具體處理。圖23為用該軟件計(jì)算音爆的方法。圖24為該軟件和伴隨方法優(yōu)化設(shè)計(jì)外形的框架示意圖。下面給出部分計(jì)算結(jié)果的討論和比較。

“過去五年，臺(tái)州港抓改革、重創(chuàng)新，促轉(zhuǎn)型、惠民生，其中港口吞吐量節(jié)節(jié)攀升，港口投資創(chuàng)歷史最好紀(jì)錄，核心港區(qū)初步形成，積極融入全省港口一體化的成效逐漸顯現(xiàn)?！迸_(tái)州市港航管理局局長(zhǎng)周建業(yè)表示，下階段，臺(tái)州將進(jìn)一步整合各個(gè)港區(qū)資源，充分發(fā)揮自身優(yōu)勢(shì)，更加積極地融入長(zhǎng)江經(jīng)濟(jì)帶，并通過海鐵聯(lián)運(yùn)向浙西腹地輻射，為浙江西部打通大宗商品物流通道。

圖23 計(jì)算音爆方法示意圖Fig.23 Illustration of approach for sonic boom calculation

圖24 伴隨方法優(yōu)化流程Fig.24 Flow chart of adjoint optimization method

4.1 分析計(jì)算驗(yàn)證

取一旋成體在Ma=1.6、α=0°的條件下,計(jì)算周向角Φ=0°,15°,30°,45°等4處的無因次過壓分布。圖25給出的計(jì)算結(jié)果表明,通過計(jì)算網(wǎng)格的自適應(yīng)修正,結(jié)果吻合較好,表明該軟件具有良好的分析計(jì)算能力。Φ=0°處計(jì)算的初始網(wǎng)格數(shù)為103,經(jīng)過11次自適應(yīng)修正后接近13×106。圖25給出了4個(gè)周向角處各沿弦向分布的網(wǎng)格數(shù)。為與實(shí)驗(yàn)對(duì)比,取Gulfstream的低音爆模型在Langley UPWT風(fēng)洞中h/l=1.2、Φ=0°、α=0.256°及h/l=1.32、Φ=48.2°、α=0.297°的兩次實(shí)驗(yàn)結(jié)果[6],與Cart3D、FUN3D和Air-plane等無黏計(jì)算軟件對(duì)該模型按相應(yīng)條件計(jì)算的結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。Cart3D計(jì)算的初始網(wǎng)格數(shù)為4 100,經(jīng)過11次自適應(yīng)改進(jìn),最終網(wǎng)格數(shù)為14.7×106。圖26給出了各軟件計(jì)算的過壓分布與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較。計(jì)算和實(shí)驗(yàn)的結(jié)果彼此吻合很好,進(jìn)一步驗(yàn)證了此分析方法的正確性,可用于低音爆和低阻的外形優(yōu)化設(shè)計(jì)。

圖25 不同周向角的無因次過壓分布比較Fig.25 Comparison of computed normalized pressure signals on azimuthal sensor array

4.2 外形優(yōu)化設(shè)計(jì)

式(1)給出的波場(chǎng)在非均勻介質(zhì)中的傳播[42-44]可用線性波動(dòng)方程描述:

圖26 過壓分布計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較Fig.26 Comparison of overpressure distribution of calculation and expenmental results

圖27 RAGE模型表示的優(yōu)化設(shè)計(jì)外形Fig.27 Optimization design shape constructed using RAGE modeler

與20世紀(jì)60年代的協(xié)和號(hào)、SST和Tu-144,以及HSCT等型號(hào)和項(xiàng)目的研制相結(jié)合也開展了基于上述線性理論的降低音爆外形設(shè)計(jì)方法的研究[51-73]。Jone[51]和Carlson[52]定義了一種當(dāng)量物體外形可產(chǎn)生具有低過壓的脈沖N波[40]。Hayes等[45]證明了在真實(shí)大氣高空處產(chǎn)生的聲信號(hào)波形將被“凍結(jié)(不變)”地傳播至地面。George等[31,58]提出了在等溫大氣中的一種最小音爆信號(hào)(即最大過壓的最小化,并具有平頂式形狀)。Plotkin等進(jìn)一步引入了廣義的F函數(shù),利用參數(shù)化的方法將JGSD(Jones-George-Seebass-Darden)最小音爆理論推廣應(yīng)用于類超聲速民機(jī)復(fù)雜外形的低音爆外形修形設(shè)計(jì)[59-62]。1973—1981年間,超聲速巡航研究(SCR)項(xiàng)目的很多研究者都提出過用改變激波突躍上升時(shí)間和遠(yuǎn)場(chǎng)N波波譜的方法來降低地面感受到的音爆噪聲水平[32,63,67]。1988年NASA明確了允許HSCT在大陸上空飛行必須解決的3個(gè)問題:降低音爆,建立音爆信號(hào)可接受的標(biāo)準(zhǔn),量化大氣對(duì)信號(hào)傳播的影響[68]。Maglieri等還提出了優(yōu)化的近場(chǎng)信號(hào)在真實(shí)大氣中長(zhǎng)距離傳播能否保持其波形的問題等[73]。文獻(xiàn)[74]對(duì)所提出的理論計(jì)算和設(shè)計(jì)方法做了簡(jiǎn)單的介紹。

式中:下標(biāo)“*”表示目標(biāo)值。經(jīng)過伴隨優(yōu)化方法50次的設(shè)計(jì)迭代計(jì)算,目標(biāo)函數(shù)值降低了16倍。圖28給出了優(yōu)化設(shè)計(jì)后外形和原始外形過壓分布的比較?？梢?優(yōu)化外形最大與最小過壓的差值比原始外形約降低60%(Φ=0°)和50%(Φ=15°),外形頭部和尾部處優(yōu)化值與目標(biāo)值非常吻合。圖29給出了地面信號(hào)和相應(yīng)的可感受聲強(qiáng)水平(PLdB)的比較,可見航跡下從原來的86.3降至76.7,航跡外(Φ=15°)從84.8降至76.1。將它們折算成A加權(quán)噪聲水平,則分別為61.3 d B(A)(Φ=0°)和60.1 d B(A)(Φ=15°)。優(yōu)化設(shè)計(jì)后,校核外形氣動(dòng)性能得CL=0.096、CD=0.011 9,相比原始外形值,升力約降低3.5%,阻力減小4 counts,升阻比L/D=8.1,與原始外形值一樣。若將迎角增大至0.65°,升力可提高至原值,但仍有3 counts的阻力減小,升阻比L/D=8.3。

圖28 航跡下(外)的過壓分布比較 (Ma=1.6,α=0.612°,h/l=2.0)Fig.28 Comparison of overpressure distribution for baseline geometry(Ma=1.6,α=0.612°,h/l=2.0)

圖29 地面信號(hào)比較(用sBoom將45 000 ft處信號(hào)傳播至地面)Fig.29 Ground signals comparison(propagation to the sea-level from a cruise altitude of 45 000 ft using sBoom)

5 用廣義Burgers方程描述波的傳播

由于第3節(jié)基于線性理論和弱激波假設(shè)計(jì)算音爆的方法無法確定激波躍升時(shí)間(Shock Rise Time),因此用間斷的突躍來代替激波。然而隨后噪聲計(jì)算中的FFT和其他一些數(shù)值技術(shù)又要求波形連續(xù),于是不得不依靠經(jīng)驗(yàn)假設(shè)激波厚度,導(dǎo)致計(jì)算不準(zhǔn)確。為此,一些研究者舍去弱激波理論和面積平衡技術(shù),用在時(shí)域內(nèi)求解廣義Burgers方程來計(jì)及非線性影響[88-90]。文獻(xiàn)[88,90]在時(shí)域中考慮了壓強(qiáng)波形傳播中受到的非線性影響,在頻域中計(jì)及耗散和松弛。Rallabhandi在文獻(xiàn)[89]的基礎(chǔ)上采用時(shí)域方法完成全部傳播的計(jì)算[91],包含考慮分子松弛和熱-黏性吸收等影響,以解析方式確定激波厚度?？梢杂?jì)算有風(fēng)狀態(tài)軌跡下和軌跡外的地面信號(hào),提高確定音爆足跡的能力,且避免傳播計(jì)算中時(shí)-頻域間的轉(zhuǎn)換,從而減少人為引入的誤差。編制的代碼被稱為sBoom。

描述波傳播的無因次廣義Burgers方程可表述為[91]

圖30 地面過壓分布的比較Fig.30 Comparison of ground overpressure distribution

求解過程為首先將輸入的近場(chǎng)波形在均勻網(wǎng)格中離散化,再用有限差分(Crank-Nicholson)格式和Thomson方法時(shí)間推進(jìn)地求解每個(gè)方程[92-94],具體方法和處理過程可參閱文獻(xiàn)[89]。作為方法的驗(yàn)證,圖30給出了對(duì)一概念飛機(jī)在h/l=3處用USM3D[95]計(jì)算的近場(chǎng)壓強(qiáng)分布[96]及用不同的音爆計(jì)算代碼得到的地面信號(hào),圖中:GACBoom為灣流公司用Burgers方程計(jì)算的代碼,PCBoom為Wyle實(shí)驗(yàn)室基于線性理論的計(jì)算代碼。由圖可見,sBoom和GACBoom的結(jié)果完全一致,與PCBoom的結(jié)果在激波位置上雖很一致,但sBoom給出了激波躍升時(shí)間,而PCBoom無法給出。PCBoom用經(jīng)驗(yàn)躍升時(shí)間計(jì)算的可感受聲強(qiáng)水平為86.8 PLd B,sBoom給出的為90.5 PLd B。但Rallabhandi指出:若用經(jīng)驗(yàn)的激波加厚方法,任何用可感受聲強(qiáng)水平作為優(yōu)化目標(biāo)之一的優(yōu)化計(jì)算結(jié)果將會(huì)過于樂觀。sBoom比PCBoom計(jì)算時(shí)間大20～25倍[91]。

6 以音爆造成地面噪聲最小為目標(biāo)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

第4節(jié)優(yōu)化的目標(biāo)是近場(chǎng)壓強(qiáng)波形。超聲速飛行對(duì)大氣的擾動(dòng)傳播至地面的一個(gè)中間場(chǎng),一般來說,它是基于經(jīng)驗(yàn)的。顯然,若直接以音爆地面信號(hào)的噪聲作為優(yōu)化目標(biāo),推出相應(yīng)的近場(chǎng)壓強(qiáng)波形,再用于飛機(jī)外形優(yōu)化設(shè)計(jì),效果定然更好。Rallabhandi等提出了一種以地面音爆信號(hào)的A加權(quán)噪聲最小為目標(biāo)的飛機(jī)外形設(shè)計(jì)方法[92-93]。方法可概述為:求解Burgers方程時(shí)利用伴隨方程法計(jì)算地面信號(hào)對(duì)近場(chǎng)壓強(qiáng)波形的靈敏度,并由梯度基于優(yōu)化方法獲得優(yōu)化目標(biāo)地面信號(hào)的近場(chǎng)壓強(qiáng)分布。此部分計(jì)算被稱為音爆伴隨方法(Boom Adjoint Method)。而由近場(chǎng)目標(biāo)壓強(qiáng)分布完成改變飛機(jī)外形參數(shù)的優(yōu)化過程稱為CFD伴隨方法(類同于第4節(jié)),兩部分耦合即可完成由地面最佳信號(hào)分布對(duì)原始外形的改形設(shè)計(jì)。流場(chǎng)計(jì)算使用了NASA Langley的非結(jié)構(gòu)流場(chǎng)計(jì)算器FUN3D[97]。FUN3D具有誤差估算、復(fù)雜外形的伴隨自適應(yīng)網(wǎng)格生成、大規(guī)模并行計(jì)算以及優(yōu)化設(shè)計(jì)等功能[98-101]。

6.1 音爆伴隨方法

第5節(jié)中介紹了求解傳播主控方程式(8)及各單獨(dú)方程式(9)～式(13)的方法。為了得到離散的伴隨方程,假設(shè)D為設(shè)計(jì)變量矢量,IN為目標(biāo)函數(shù),則目標(biāo)函數(shù)相應(yīng)的Langrandian可寫為

若目標(biāo)函數(shù)并不顯式地依賴中間壓強(qiáng)矢量r、q和t,而且矩陣不依賴于初始?jí)簭?qiáng)波形,則將式(14)對(duì)D求導(dǎo)可得

有了式(24)即可從式(16)開始伴隨方程的計(jì)算過程,用所得的解計(jì)算優(yōu)化所需的梯度值。

6.2 CFD/音爆伴隨方法的耦合

擾流流場(chǎng)與音爆傳播的界面是近場(chǎng)的壓強(qiáng)分布。擾流流場(chǎng)與近場(chǎng)壓強(qiáng)分布的關(guān)系可寫為

式中:矢量Q和X分別代表CFD流場(chǎng)解和計(jì)算網(wǎng)格；T為轉(zhuǎn)換函數(shù)。耦合方式的Lagrangian定義為

式中:Λf和Λg分別為離散CFD流動(dòng)方程R(Q,X,D)=0和網(wǎng)格方程G(X,D)=0的伴隨變量矢量；Λb為式(25)的伴隨變量矢量；D用來確定離散表面網(wǎng)格的幾何參數(shù)。將方程對(duì)D求導(dǎo),并令、為零,可得

本文以長(zhǎng)沙市望城區(qū)為研究區(qū)域，以2009、2012年土地利用調(diào)查數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，基于InVEST模型，評(píng)價(jià)了研究區(qū)生境質(zhì)量，探討了其變化的空間分異性，主要結(jié)論如下：

6.3 算 例

對(duì)一個(gè)超聲速概念民機(jī)的外形作減小音爆的優(yōu)化設(shè)計(jì)計(jì)算。計(jì)算條件為:Ma=1.6、α=0.6°,以Euler方程作為流場(chǎng)的主控方程。為減少工作量,設(shè)計(jì)中只限于改變機(jī)翼、水平尾翼和機(jī)頭截面,共用了562個(gè)設(shè)計(jì)變量。在Langley的Altix ICE8400(192核)機(jī)群上運(yùn)行5 h 10 min完成計(jì)算,其中經(jīng)歷了22次流場(chǎng)解和20次伴隨解。圖31給出了原始外形和設(shè)計(jì)后的地面音爆信號(hào)波形。表5給出了地面A加權(quán)噪聲和可感受聲強(qiáng)水平的比較。由圖可見優(yōu)化處理光滑了前半部的信號(hào)波形,弱化了后部的強(qiáng)激波。由表5可知,優(yōu)化使目標(biāo)函數(shù)A加權(quán)噪聲降低了約2.25 dB(A),可感受聲強(qiáng)水平的降低在前部約為3.2 PLd B,后部為0.7 PLdB(很小),總體約降低1.5 PLdB。圖32給出了近場(chǎng)過壓分布的比較,可見機(jī)翼的后激波有了很大減弱。水平尾翼的優(yōu)化,減弱了機(jī)身后部激波系的強(qiáng)度,但位置沒變,這可能是后部其他部件相互干擾所決定的,表明還需改變機(jī)身后部其他部件的外形。計(jì)算的大部分時(shí)間用于流場(chǎng)解和求解伴隨方程(68%),約有20%用于表面靈敏度和表面網(wǎng)格變形的計(jì)算。

圖31 原始外形信號(hào)和最終地面信號(hào)Fig.31 Baseline and final ground signals

表5 地面A加權(quán)噪聲和可感受聲強(qiáng)水平的比較Table 5 Comparison of A-weighted noise and sound intensity level on the ground

圖32 近場(chǎng)過壓分布的比較Fig.32 Comparison of near field overpressure distribution

保持機(jī)頭和機(jī)翼優(yōu)化后外形,另用72個(gè)設(shè)計(jì)變量再優(yōu)化原始水平尾翼及機(jī)身后部其他部件,并將L/D≥7.35作為一個(gè)設(shè)計(jì)約束。表6給出了計(jì)算結(jié)果比較,A加權(quán)噪聲基本未變,僅可感受聲強(qiáng)水平降低了1 PLdB。表明機(jī)身后部的優(yōu)化設(shè)計(jì)還是很難的。

表6 機(jī)身后體優(yōu)化結(jié)果Table 6 Results of fuselage after the body optimization

7 低音爆計(jì)算專題研討會(huì)

隨著人們生活水平的提高以及醫(yī)療服務(wù)模式的改變,加速了醫(yī)療服務(wù)行業(yè)之間的競(jìng)爭(zhēng),在這樣的環(huán)境下,人們對(duì)醫(yī)療服務(wù)的要求也發(fā)生了改變。而醫(yī)院的醫(yī)療水平體現(xiàn)不僅表現(xiàn)在醫(yī)療人員的業(yè)務(wù)方面,還表現(xiàn)在護(hù)士的綜合服務(wù)方面。隨著更多的人們對(duì)醫(yī)療服務(wù)模式的研究,其發(fā)現(xiàn)為患者提供更加優(yōu)質(zhì)的護(hù)理服務(wù)已經(jīng)成了醫(yī)療服務(wù)模式轉(zhuǎn)變的主要方向。績(jī)效考核是一種科學(xué)的管理方法,其主要是將護(hù)士的工作效率和工作崗位結(jié)合在一起,從而提高護(hù)士工作的積極性,進(jìn)一步提高護(hù)理的質(zhì)量,保證醫(yī)療服務(wù)規(guī)范的進(jìn)行。本次研究中對(duì)我院320名護(hù)士其中的160名實(shí)行了績(jī)效考核管理,取得了較為滿意的效果?，F(xiàn)將具體內(nèi)容報(bào)道如下:

新常態(tài)下，云南省內(nèi)主要行業(yè)開工率存在不足，2017年上半年隨著經(jīng)濟(jì)形勢(shì)回暖和一系列政策效應(yīng)的釋放，全省主要用電行業(yè)復(fù)產(chǎn)增產(chǎn)勢(shì)頭良好，主要行業(yè)開工率持續(xù)上揚(yáng)，上半年全省主要用電行業(yè)平均開工率51.7%，同比增長(zhǎng)7.7%。全面提高枯水期電價(jià)的情況下，對(duì)電價(jià)敏感的大用戶開工率會(huì)受到影響。特殊經(jīng)濟(jì)形勢(shì)下，可以僅對(duì)煤電機(jī)組進(jìn)行補(bǔ)償，以解決煤電機(jī)組開機(jī)意愿不足的問題。

3) 服務(wù)水平.服務(wù)水平的高低決定了路徑給貨主帶來的便利程度，也是影響貨主選擇路徑的重要因素[7，14]，其主要取決于路徑上各路段的發(fā)車(船)密度，節(jié)點(diǎn)處的裝卸效率、通關(guān)便利程度，路徑信息化程度等，服務(wù)水平等級(jí)越高，路徑經(jīng)濟(jì)性越好，即該項(xiàng)成本價(jià)值量越低.

圖33 無因次壓強(qiáng)信號(hào)(h/l=1.167)Fig.33 Nondimensional pressure signature(h/l=1.167)

AIAA仿照DPW和Hiliftpw于2013年舉行了第一次AIAA低音爆專題研討會(huì)[103],目的是評(píng)估低音爆計(jì)算現(xiàn)狀和討論進(jìn)一步研究及發(fā)展的領(lǐng)域,研討會(huì)提供波音的旋成體模型、69°后掠機(jī)翼-機(jī)身組合體和洛馬的全機(jī)模型[104]3個(gè)外形。人們期望如同DPW和Hiliftpw一樣,LBPW也能進(jìn)一步促進(jìn)低音爆的分析、計(jì)算和設(shè)計(jì)的研究發(fā)展。

8 用于概念設(shè)計(jì)的多重優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

上述高可信度的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法耗時(shí)太多,直接用于概念設(shè)計(jì)顯然是不合適的；而低可信度線性方法又不能準(zhǔn)確地描述激波的非線性特征,所完成的優(yōu)化設(shè)計(jì)外形不能與高可信度的結(jié)果一致。Wintzer和Kroo提出了一個(gè)適用概念設(shè)計(jì)的多重優(yōu)化設(shè)計(jì)方法[105]。

此方法將低音爆飛機(jī)概念設(shè)計(jì)化解成:基于線性理論方法完成音爆最小的優(yōu)化,取得目標(biāo)近場(chǎng)壓強(qiáng)分布；用伴隨方法求導(dǎo),用梯度優(yōu)化和高可信度的CFD方法作反設(shè)計(jì),完成此目標(biāo)分布的外形設(shè)計(jì)等兩部分。且將后一部分優(yōu)化設(shè)計(jì)嵌入多學(xué)科概念設(shè)計(jì)工具內(nèi),在保證低音爆外形設(shè)計(jì)的同時(shí)滿足如巡航、起降距離等性能的要求。

8.1 近場(chǎng)壓強(qiáng)分布優(yōu)化

圖34表示音爆最小的優(yōu)化分內(nèi)外兩層來實(shí)現(xiàn)。內(nèi)層優(yōu)化用Whitham的F函數(shù)和經(jīng)典的雙激波SGD方法[66,106-107],推廣至多激波的反設(shè)計(jì)(MSID)方法[108],取得近場(chǎng)壓強(qiáng)分布,其中采用了遺傳算法,可在幾秒鐘內(nèi)完成整個(gè)內(nèi)層優(yōu)化。外層用sBoom計(jì)算上述近場(chǎng)壓強(qiáng)分布向地面的傳播,用NFBoom[109]計(jì)算可感受聲強(qiáng)水平,并與目標(biāo)值相比較,再通過運(yùn)用拉伸、偏置和移動(dòng)運(yùn)算子調(diào)節(jié)多激波的分布來完成外層優(yōu)化的計(jì)算。

8.2 反設(shè)計(jì)優(yōu)化

在獲得目標(biāo)近場(chǎng)壓強(qiáng)分布后,再用Cart3D(見第4節(jié))和SNOPT優(yōu)化軟件[110]作幾何外形的反設(shè)計(jì)。優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)為

式中:下標(biāo)t為目標(biāo)值。

8.3 具有音爆約束的飛機(jī)概念設(shè)計(jì)

圖34 音爆最小優(yōu)化流程Fig.34 Flow chart of boom minimum optimization

圖35 飛機(jī)概念設(shè)計(jì)的第一步Fig.35 First stage of aircraft conceptual design

將8.2節(jié)設(shè)計(jì)內(nèi)容融入已有的飛機(jī)綜合設(shè)計(jì)軟件(PASS)[111]中。第一步(見圖35),利用PASS獲得滿足某些約束條件(包括常規(guī)性能要求)和至少在線性意義上滿足目標(biāo)壓強(qiáng)信號(hào)值的飛機(jī)外形,即在最大起飛質(zhì)量的目標(biāo)函數(shù)下優(yōu)化確定如機(jī)身、機(jī)翼、平尾等的粗略形狀和它們的相對(duì)位置等總體參數(shù)。第二步在第一步確定的總體參數(shù)以及機(jī)翼的最大厚度和客艙大小等不變的條件下,利用伴隨驅(qū)動(dòng)的反設(shè)計(jì)方法仔細(xì)地確定翼型形狀、機(jī)翼扭轉(zhuǎn)和機(jī)身半徑分布等。

圖36表示由PASS獲得的原始外形及參數(shù)。圖37給出了優(yōu)化前后近場(chǎng)壓強(qiáng)信號(hào)和地面信號(hào)的比較。由圖可見,總體優(yōu)化結(jié)果與目標(biāo)值在前部很一致,在后部尚有差距(有待改進(jìn))。優(yōu)化外形的PLdB為82.3,比原始外形改進(jìn)了11.6。最后外形的L/D=14。從原始外形變成最后外形的反設(shè)計(jì)優(yōu)化經(jīng)歷了約60個(gè)設(shè)計(jì)迭代,在Desktop PC(12核,293 GHz的Intel Xeon PC)上耗時(shí)16 h。

圖36 PASS獲得的初始外形和參數(shù)Fig.36 Initial shape and parameters obtained by PASS

Li等也提出過諸如基于SGD方法、CFD交互計(jì)算和混合可信度等的低音爆設(shè)計(jì)方法[112-115]。國(guó)內(nèi)部分研究成果可見文獻(xiàn)[116-121]。Minelli和Din提出了一種低音爆/低阻超聲速公務(wù)機(jī)的多學(xué)科優(yōu)化方法[122]。

圖37 近場(chǎng)壓強(qiáng)和地面信號(hào)比較(Ma=1.5,H=45 000 ft)Fig.37 Comparison of near field pressure and propagated ground signals(Ma=1.5,H=45 000 ft)

9 結(jié)束語(yǔ)

綜上所述,要實(shí)現(xiàn)低音爆、低阻力的超聲速飛行是非常不容易的。首先需大力加強(qiáng)對(duì)降低音爆理論和設(shè)計(jì)方法的研究。當(dāng)前作為工程應(yīng)用,特別是概念設(shè)計(jì),進(jìn)一步完善基于Whitham方法的線性理論及最小音爆設(shè)計(jì)方法,使之能用于超聲速民機(jī)全機(jī)復(fù)雜外形的設(shè)計(jì),具有重要的意義。

努力研究基于高可信度流場(chǎng)解的數(shù)值優(yōu)化方法是解決降低音爆問題的必然發(fā)展趨勢(shì)。已有的基于Euler方程方法的結(jié)果表明,將其用于后體的設(shè)計(jì)效果頗不理想,那里的流場(chǎng)復(fù)雜,相互干擾嚴(yán)重,研究需采用高精度的Navier-Stokes方程流場(chǎng)解算器。另一方面,目前人們廣泛采用的伴隨方程方法雖然計(jì)算效率高,但易陷入局部最優(yōu),應(yīng)隨計(jì)算能力的迅速提高,發(fā)展具有總體尋優(yōu)能力的隨機(jī)搜索優(yōu)化方法。其中,計(jì)算網(wǎng)格的自適應(yīng)、大規(guī)模并行計(jì)算等是提高計(jì)算效率的關(guān)鍵技術(shù)。

在工程項(xiàng)目的機(jī)電安裝階段，其造價(jià)管理必須要充分考慮工程變更的相關(guān)問題，而在這個(gè)過程中，控制施工變更的關(guān)鍵，就是建設(shè)單位的自我約束。因此為了實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)，需要構(gòu)建工程洽商簽證管理制度，在機(jī)電安裝造價(jià)管理階段，需要嚴(yán)格明確工作人員的權(quán)限劃分、相關(guān)部門的預(yù)算職責(zé)等，保證洽商簽證的工作質(zhì)量，避免出現(xiàn)造價(jià)管理的最終效果發(fā)生變化。

研制了一種結(jié)合遺傳優(yōu)化算法和求解完全Navier-Stokes方程的分析算法(類似于現(xiàn)有的以阻力最小為目標(biāo)的三維機(jī)翼優(yōu)化方法[123]),以音爆最小為目標(biāo)的高效、魯棒全機(jī)數(shù)優(yōu)化軟件將是CFD研究者努力的目標(biāo)。

超聲速民機(jī)的運(yùn)營(yíng)和服務(wù)為人們期望已久,除本文所討論的減小音爆的迫切需求外,提高其經(jīng)濟(jì)性和更好地滿足其他環(huán)保性能也是一個(gè)重要且艱巨的任務(wù)。這都需要飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的研究者與設(shè)計(jì)者不懈努力。

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