錢戰(zhàn)森劉中臣冷 巖張 雪高亮杰鄧 帆

(1.中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院,沈陽(yáng) 110034；2.北京零壹空間科技有限公司,北京 100176)

0 引 言

新一代環(huán)保型超聲速民用飛機(jī)[1-4]已成為世界上航空強(qiáng)國(guó)的熱點(diǎn)研究領(lǐng)域,飛行器在超聲速飛行時(shí)所引發(fā)的聲爆問(wèn)題一直以來(lái)都是困擾超聲速民機(jī)發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)難題。高可靠性的聲爆預(yù)測(cè)技術(shù)是開展低聲爆超聲速民用飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。聲爆問(wèn)題研究主要有三種手段,分別是數(shù)值模擬、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。能夠在真實(shí)大氣條件下進(jìn)行聲爆特征研究的飛行試驗(yàn)是最直接的研究手段,對(duì)發(fā)展超聲速民機(jī)氣動(dòng)理論、建立高精度的聲爆預(yù)測(cè)技術(shù)和探索聲爆抑制方法等方面都具有非常重要的意義。

美國(guó)NASA從20世紀(jì)六十年代就開始了聲爆的飛行試驗(yàn)研究,先后分別測(cè)量了SR-71飛機(jī)[5]、XB-70飛機(jī)[6]在巡航條件和APOLLO系列飛船[7]在發(fā)射和再入條件下的聲爆信號(hào),獲得了最早的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)。在20世紀(jì)初,NASA和Northrop Grumman Corporation公司聯(lián)合進(jìn)行了著名的SSBD項(xiàng)目(Shaped Sonic Boom Demonstration)[8],旨在采用飛行試驗(yàn)驗(yàn)證修型降爆技術(shù)和探索大氣湍流對(duì)聲爆的影響。在2010年前后,美國(guó) Wyle、Gulfstream Aerospace Corporation和波音公司等進(jìn)行了著名的SCAMP項(xiàng)目(The Superboom Caustic Analysis and Measure Project)[9],旨在通過(guò)飛行試驗(yàn)研究超聲爆焦散分析與測(cè)量技術(shù)。日本JAXA在2009-2015年開展了D-SEND項(xiàng)目(Drop test for Simplified Evaluation of Non-symmetrically Distributed sonic boom)[10],旨在通過(guò)飛行試驗(yàn)研究非對(duì)稱布局的聲爆特性。歐盟和俄羅斯在 H2020框架下開始了 RUMBLE 項(xiàng)目(R—eg U—lation and nor M—for low sonic B—oom L—E—vels)[11],由空中客車公司牽頭,研究周期為2017-2020年,該項(xiàng)目是歐盟發(fā)起的首個(gè)大型聲爆研究項(xiàng)目,涵蓋了該領(lǐng)域的各個(gè)方面,飛行試驗(yàn)將由俄羅斯中央流體研究院(Ts AGI)承擔(dān)?？傮w來(lái)看,通過(guò)多年的發(fā)展,美國(guó)在聲爆飛行試驗(yàn)方面積累了豐富的數(shù)據(jù)和技術(shù),為其發(fā)展下一代超聲速民機(jī)打下了較為堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)；日本、歐盟等近年來(lái)也對(duì)聲爆飛行試驗(yàn)研究尤為重視,以期為聲爆預(yù)測(cè)和低聲爆設(shè)計(jì)建立完善的驗(yàn)證手段。

國(guó)內(nèi)在聲爆領(lǐng)域的研究明顯不足,尤其在聲爆飛行試驗(yàn)方面的研究幾乎是空白。中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院(以下簡(jiǎn)稱航空工業(yè)氣動(dòng)院)與北京零壹空間科技有限公司(以下簡(jiǎn)稱零壹空間)基于亞軌道火箭動(dòng)力飛行器開展了聲爆特性飛行試驗(yàn)的合作研究。依托零壹空間的飛行試驗(yàn)平臺(tái)OS-X0,航空工業(yè)氣動(dòng)院聲爆技術(shù)研究團(tuán)隊(duì)借助自研的數(shù)值預(yù)測(cè)平臺(tái)ARI_Boom(Aerodynamics Research Institute Sonic Boom Prediction Platform)[12-14],發(fā)展了飛行過(guò)程中的聲爆信號(hào)地面測(cè)量技術(shù),建立了以聲學(xué)射線法和打靶法相結(jié)合的聲爆信號(hào)測(cè)量軌跡預(yù)測(cè)能力。

2018年5月17日,零壹空間成功發(fā)射了OS-X0科學(xué)試驗(yàn)飛行器,航空工業(yè)氣動(dòng)院聲爆技術(shù)研究團(tuán)隊(duì)借助所發(fā)展的飛行試驗(yàn)測(cè)量技術(shù)對(duì)此飛行器開展了地面聲爆特性的測(cè)量,成功進(jìn)行了該飛行器聲爆特性的飛行試驗(yàn)測(cè)試,獲得了真實(shí)大氣環(huán)境下高馬赫數(shù)飛行器的地面聲爆信號(hào),取得了重要的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

本文較為詳細(xì)地介紹了本次飛行測(cè)量方案,結(jié)合自主研發(fā)的ARI_Boom數(shù)值預(yù)測(cè)平臺(tái),對(duì)飛行試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行了進(jìn)一步數(shù)值模擬分析。開展了沿彈道的聲射線軌跡特性、雙聲爆現(xiàn)象、地面信號(hào)持續(xù)時(shí)間和激波上升時(shí)間及發(fā)動(dòng)機(jī)噴流影響效應(yīng)的分析,并與飛行試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較。數(shù)值計(jì)算結(jié)果與真實(shí)試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果總體符合較好,但由于真實(shí)飛行環(huán)境非常復(fù)雜,影響聲爆特征傳播的因素較多,兩者仍存在一定差異。該項(xiàng)工作可為今后發(fā)展超聲速民用飛行器提供技術(shù)支撐。

1 OS-X0試驗(yàn)飛行器簡(jiǎn)介

OS-X系列是通用的飛行試驗(yàn)平臺(tái)[15],可為客戶提供各項(xiàng)臨近空間飛行試驗(yàn)所需的高空、特定速度條件和大氣環(huán)境,適于開展各項(xiàng)科學(xué)試驗(yàn)。

OS-X0試驗(yàn)飛行器,也稱為“重慶兩江之星”號(hào),是OS-X系列的首枚試驗(yàn)飛行器,于2018年5月17日在我國(guó)西北某基地成功發(fā)射。該飛行器長(zhǎng)9 m,重7.2 T,最大飛行高度約42 km,最大飛行速度接近Ma數(shù)6.0,飛行時(shí)間265 s,飛行距離273 km,采用固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力。圖1給出了OS-X0試驗(yàn)飛行器的飛行彈道示意圖?？紤]到安全因素,本項(xiàng)測(cè)量工作集中在飛行彈道的上升段,對(duì)應(yīng)的Ma數(shù)范圍為3.0～6.0,高度范圍為7.0～18.0 km。該項(xiàng)工作,一方面可為典型超聲速民機(jī)[1-4]的研究提供支持,另一方面也有助于探索高超聲速民機(jī)[22]的聲爆特性。

圖1 OS-X0試驗(yàn)飛行器的飛行彈道Fig.1 Flight trajectory of OS-X0 experimental aircraft

2 飛行測(cè)量方案及數(shù)值模擬方法

2.1 飛行測(cè)量方案

(1)測(cè)試點(diǎn)布置

本次試驗(yàn)彈道航向?yàn)楸逼?9°,經(jīng)過(guò)前期預(yù)選點(diǎn)計(jì)算、現(xiàn)場(chǎng)勘查,主要考慮現(xiàn)場(chǎng)路況、到達(dá)時(shí)間以及測(cè)量設(shè)備續(xù)航時(shí)間等因素,最終確定的測(cè)試點(diǎn)布置方案在地圖上的位置如圖2所示,測(cè)試點(diǎn)位置選擇在彈道正下方。各個(gè)測(cè)點(diǎn)的地面位置、對(duì)應(yīng)的彈道高度和飛行馬赫數(shù)如表1所示。

圖2 測(cè)試點(diǎn)布置方案Fig.2 Layout of measurement points

表1 聲爆飛行測(cè)試點(diǎn)位置和對(duì)應(yīng)飛行參數(shù)Table 1 Measurement point positions and flight parameters

根據(jù)當(dāng)?shù)氐匦魏徒煌l件,測(cè)試點(diǎn)分為兩組,1-4號(hào)測(cè)點(diǎn)為第一組,5-7號(hào)測(cè)點(diǎn)為第二組。根據(jù)數(shù)值計(jì)算分析,1號(hào)和2號(hào)測(cè)試點(diǎn)感受不到聲爆信號(hào),在這兩個(gè)位置分別布置一套測(cè)試系統(tǒng)作為比對(duì)驗(yàn)證,用于驗(yàn)證聲爆信號(hào)測(cè)量軌跡預(yù)測(cè)技術(shù)的可靠性。理論上火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在35s時(shí)刻熄火,第一組4個(gè)測(cè)點(diǎn)都對(duì)應(yīng)了發(fā)動(dòng)機(jī)熄火前的飛行狀態(tài),第二組3個(gè)測(cè)點(diǎn)都對(duì)應(yīng)了發(fā)動(dòng)機(jī)熄火后的飛行狀態(tài),便于分析火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作與不工作兩種工況下的信號(hào)特征。

(2)測(cè)量裝置

7個(gè)測(cè)試點(diǎn)各配備一套測(cè)量系統(tǒng),每套系統(tǒng)包含傳聲器、一臺(tái)四通道采集器及電纜、三腳架和風(fēng)球等附件(如圖3所示)。每一個(gè)測(cè)試點(diǎn)均用了兩種尺寸的傳聲器,主要是考慮到1/4英寸的傳聲器測(cè)量聲壓級(jí)上限較大、頻響范圍較寬,而1/2英寸的傳聲器靈敏度較高。

在7號(hào)測(cè)試點(diǎn)地面布置了1臺(tái)便攜式氣象站(如圖4所示),設(shè)置以1 min為間隔采集并存儲(chǔ)靠近地面的氣象數(shù)據(jù),主要監(jiān)測(cè)當(dāng)?shù)貧鈮骸鉁?、濕度、風(fēng)速、風(fēng)向五個(gè)氣象參數(shù),以便數(shù)據(jù)后處理時(shí)參考。

圖3 測(cè)量系統(tǒng)圖Fig.3 Microphone system

圖4 便攜式氣象站Fig.4 Portable meteorological station

2.2 數(shù)值模擬方法

航空工業(yè)氣動(dòng)院的ARI_Boom平臺(tái)[12-14]采用近場(chǎng)CFD模擬和遠(yuǎn)場(chǎng)傳播模型相結(jié)合的混合預(yù)測(cè)方法(如圖5所示),首先利用CFD模擬計(jì)算得到OS-X0在對(duì)應(yīng)飛行狀態(tài)下的近場(chǎng)聲爆壓力波分布特征,然后利用遠(yuǎn)場(chǎng)傳播程序計(jì)算得到地面的聲爆壓力波信號(hào)。近場(chǎng)脫體壓力分布的預(yù)測(cè)采用二階精度的可壓縮NS方程求解器ARI_OVERSET[16-18]；遠(yuǎn)場(chǎng)傳播采用基于Thomas波形參數(shù)法的射線追蹤技術(shù)[19-20]。近場(chǎng)[16-18]和遠(yuǎn)場(chǎng)[12,14]的求解方法在前期的研究中均得到了較為充分的驗(yàn)證。在射線追蹤技術(shù)中,射線方向與所在高度聲速和風(fēng)速有關(guān),高度變化導(dǎo)致大氣屬性變化,ARI_Boom平臺(tái)采用分層大氣模型[21]來(lái)模擬高度變化效應(yīng)。

圖5 ARI_Boom平臺(tái)聲爆混合預(yù)測(cè)方法示意圖Fig.5 Illustration of hybrid prediction method for ARI_Boom

3 結(jié)果分析與討論

3.1 試驗(yàn)測(cè)試總體情況

測(cè)試點(diǎn)共有7個(gè),其中6號(hào)測(cè)試點(diǎn)出現(xiàn)故障,在有效飛行試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)的數(shù)據(jù)文件丟失,其余各測(cè)試點(diǎn)都觀測(cè)到了有效信號(hào)。其中1號(hào)和2號(hào)測(cè)試點(diǎn)與預(yù)測(cè)分析結(jié)果一致,未測(cè)到聲爆信號(hào)；3號(hào)和4號(hào)測(cè)試點(diǎn)獲得了助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的聲爆信號(hào)；5號(hào)和7號(hào)測(cè)試點(diǎn)獲得了助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熄火后的聲爆信號(hào)。下文重點(diǎn)針對(duì)3、4、5和7號(hào)測(cè)試點(diǎn)的結(jié)果展開分析。

3.2 氣象條件觀測(cè)結(jié)果

7號(hào)測(cè)試點(diǎn)布置的便攜式氣象站記錄了發(fā)射時(shí)的近地氣象條件,如表2所示?？傮w來(lái)看,發(fā)射當(dāng)時(shí)當(dāng)?shù)靥鞖鈼l件較為良好,基本上呈晴朗微風(fēng)天氣。受試驗(yàn)條件限制,本項(xiàng)研究工作未進(jìn)行高空風(fēng)的測(cè)量。

3.3 飛行測(cè)試結(jié)果總體分析

聲爆信號(hào)的主要特征量為峰值壓力、激波上升時(shí)間、持續(xù)時(shí)間和波形,如圖6所示,其中壓力峰值是指最大過(guò)壓與環(huán)境壓力的差值,激波上升時(shí)間是指從環(huán)境壓力升高到峰值壓力所需的時(shí)間間隔,持續(xù)時(shí)間是指從頭波到尾波的間隔時(shí)間。

表2 氣象條件觀測(cè)結(jié)果Table 2 Meteorological condition

圖6 典型聲爆信號(hào)特征量Fig.6 Characteristics of typical sonic boom signature

(1)沿彈道的射線軌跡分析

圖7給出了OS-X0飛行器沿彈道發(fā)出的聲爆信號(hào)的聲射線軌跡示意圖,可以看到本次試驗(yàn)測(cè)量的聲爆信號(hào)主要由OS-X0飛行器的上升段發(fā)出,經(jīng)過(guò)遠(yuǎn)距離的大氣傳播到達(dá)測(cè)試點(diǎn)。其中3和4號(hào)點(diǎn)對(duì)應(yīng)助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作的時(shí)間段,5和7號(hào)點(diǎn)對(duì)應(yīng)助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熄火后的時(shí)間段。

圖7 測(cè)點(diǎn)聲爆信號(hào)的射線軌跡分析Fig.7 Trace analysis of the measurement point

(2)雙聲爆現(xiàn)象

ARI_Boom程序預(yù)測(cè)得到3號(hào)測(cè)點(diǎn)可能觀測(cè)到兩次聲爆信號(hào),這是飛行器快速爬升階段的特殊物理現(xiàn)象。在OS-X0飛行測(cè)試中,3號(hào)測(cè)試點(diǎn)成功觀測(cè)到了雙聲爆現(xiàn)象,如圖8所示,兩聲信號(hào)的時(shí)間差約為1s,第一聲信號(hào)最大幅值較大,由于飛行器不斷爬升,第二聲信號(hào)最大幅值明顯要小一些,但是測(cè)試系統(tǒng)可以明顯的分辨出來(lái)。雙聲爆現(xiàn)象是彈道式飛行器在快速爬升階段特有的現(xiàn)象,對(duì)于巡航飛行器平穩(wěn)飛行階段一般是不會(huì)發(fā)生的。

圖8 3號(hào)測(cè)點(diǎn)的雙聲爆信號(hào)Fig.8 Bi-boom of the 3rd measurement point

(3)持續(xù)時(shí)間和激波上升時(shí)間

表3給出了3、4、5和7號(hào)測(cè)試點(diǎn)的聲爆信號(hào)的持續(xù)時(shí)間和激波上升時(shí)間?？梢钥闯?3號(hào)和4號(hào)測(cè)試點(diǎn)的地面聲爆信號(hào)持續(xù)時(shí)間約為75 ms,而5號(hào)和7號(hào)測(cè)試點(diǎn)的地面聲爆信號(hào)持續(xù)時(shí)間均小于70 ms,這主要是由于助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的影響導(dǎo)致的,飛行高度對(duì)地面信號(hào)持續(xù)時(shí)間影響不大[23]；3號(hào)和4號(hào)測(cè)試點(diǎn)的地面聲爆信號(hào)的激波上升時(shí)間約為2 ms,而5號(hào)和7號(hào)測(cè)試點(diǎn)的地面聲爆信號(hào)的激波上升時(shí)間約為10 ms,這主要是由于飛行高度變化導(dǎo)致的,已有研究結(jié)果[21]表明飛行高度增加時(shí),激波上升時(shí)間也呈增加趨勢(shì),相比而言,噴流對(duì)激波上升時(shí)間則影響很小。

表3 持續(xù)時(shí)間和激波上升時(shí)間統(tǒng)計(jì)Table 3 Duration and increasing time

3.4 數(shù)值計(jì)算與測(cè)試結(jié)果對(duì)比分析

本節(jié)基于測(cè)試數(shù)據(jù),采用2.2節(jié)的數(shù)值方法,開展了飛行測(cè)試結(jié)果與數(shù)值預(yù)測(cè)結(jié)果的對(duì)比分析。重點(diǎn)闡述了發(fā)動(dòng)機(jī)噴流影響效應(yīng)分析和地面聲爆信號(hào)的數(shù)值與測(cè)試結(jié)果對(duì)比分析。

(1)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流影響效應(yīng)分析

圖9和10分別給出了3號(hào)測(cè)試點(diǎn)對(duì)應(yīng)的助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作和熄火條件下的OS-X0飛行器近場(chǎng)流動(dòng)情況的數(shù)值模擬結(jié)果。圖11和12分別給出了4號(hào)測(cè)試點(diǎn)對(duì)應(yīng)的助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作和熄火條件下的OS-X0飛行器近場(chǎng)流動(dòng)情況的數(shù)值模擬結(jié)果。

圖9 OS-X0飛行器在3號(hào)測(cè)試點(diǎn)無(wú)噴流時(shí)對(duì)應(yīng)的近場(chǎng)馬赫數(shù)和壓力云圖Fig.9 Mach and pressure contours for the 3rd measurement point with jet-off at the near-field

從圖9和圖10及圖11和圖12的對(duì)比均可看出發(fā)動(dòng)機(jī)噴流相當(dāng)于虛擬飛行器后體,增加了流動(dòng)的影響區(qū)域長(zhǎng)度,故而聲爆信號(hào)的持續(xù)時(shí)間將相應(yīng)增大,這與3.3節(jié)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析結(jié)論是一致的。除影響信號(hào)持續(xù)時(shí)間外,數(shù)值模擬還發(fā)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)信號(hào)的幅值還有較大影響,不但直接影響尾波幅值,還可能間接影響頭波幅值。圖13給出了3號(hào)測(cè)試點(diǎn)對(duì)應(yīng)的助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作和熄火條件下的OS-X0飛行器從近場(chǎng)到中場(chǎng)(15倍彈體直徑位置)的流場(chǎng)波系圖(4號(hào)測(cè)試點(diǎn)與之類似,這里不再單獨(dú)給出)。從圖中可以看出,在近場(chǎng),前體激波系并未受到后體激波系的干擾；在中、遠(yuǎn)場(chǎng)情況則有所不同,隨著空間的遠(yuǎn)距離傳播,后體激波系則可能與前體激波系發(fā)射干涉。對(duì)于無(wú)噴流的情形,后體波系激波角相對(duì)較小,在遠(yuǎn)距離傳播后,與前體波系基本不發(fā)生干涉,或者干涉相對(duì)很弱；對(duì)于有噴流的情形,如圖13(b)所示,后體波系激波角相對(duì)較大,在遠(yuǎn)距離傳播后,存在與前體波系發(fā)生強(qiáng)干擾的可能。本文研究的情形則屬于后者,這一點(diǎn)從下文的圖14和圖15的地面聲爆信號(hào)曲線也可以看出。

圖10 OS-X0飛行器在3號(hào)測(cè)試點(diǎn)有噴流時(shí)對(duì)應(yīng)的近場(chǎng)馬赫數(shù)和壓力云圖Fig.10 Mach and pressure contours for the 3rd measurement point with jet-on at the near-field

圖11 OS-X0飛行器在4號(hào)測(cè)試點(diǎn)無(wú)噴流時(shí)對(duì)應(yīng)的近場(chǎng)馬赫數(shù)和壓力云圖Fig.11 Mach and pressure contours for the 4th measurement point with jet-off at the near-field

圖12 OS-X0飛行器在4號(hào)測(cè)試點(diǎn)有噴流時(shí)對(duì)應(yīng)的近場(chǎng)馬赫數(shù)和壓力云圖Fig.12 Mach and pressure contours for the 4th measurement point with jet-on at the near-field

圖13 OS-X0飛行器在3號(hào)測(cè)試點(diǎn)對(duì)應(yīng)的有噴流和無(wú)噴流條件中場(chǎng)壓力數(shù)云圖Fig.13 Pressure contours for the 3th measurement point with jet-on and off at the mid-field

(2)地面聲爆信號(hào)的數(shù)值與測(cè)試結(jié)果對(duì)比分析

圖14-圖17分別給出了3、4、5和7號(hào)測(cè)試點(diǎn)對(duì)應(yīng)的地面聲爆信號(hào)的數(shù)值計(jì)算與實(shí)測(cè)結(jié)果的對(duì)比曲線。其中圖14和圖15分別給出了3和4號(hào)測(cè)試點(diǎn)對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)工作與不工作條件下的數(shù)值模擬結(jié)果與飛行實(shí)測(cè)結(jié)果的對(duì)比?？梢钥吹桨l(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的地面聲爆持續(xù)時(shí)間明顯大于發(fā)動(dòng)機(jī)不工作狀態(tài)的持續(xù)時(shí)間；對(duì)于OS-X0飛行器,發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)于地面聲爆信號(hào)的幅值也是有著很大影響的,這是由于噴流引起的后體激波與前體激波經(jīng)過(guò)遠(yuǎn)距離傳播后發(fā)生了非線性干擾。這與3.3節(jié)和3.4(1)節(jié)的分析結(jié)論也是一致的。但實(shí)際飛行測(cè)試的結(jié)果介于ARI_boom得到的有噴流和無(wú)噴流情形的預(yù)測(cè)結(jié)果之間,這也表明數(shù)值模擬結(jié)果尚有考慮不充分的地方。

圖14 OS-X0飛行器在3號(hào)測(cè)試點(diǎn)的地面聲爆信號(hào)的計(jì)算與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.14 Numerical and flight data comparison for ground sonic boom signature for the 3rd measurement point

圖15 OS-X0飛行器在4號(hào)測(cè)試點(diǎn)的地面聲爆信號(hào)的計(jì)算與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.15 Numerical and flight data comparison for ground sonic boom signature for the 4th measurement point

圖16和圖17分別給出了5和7號(hào)測(cè)試點(diǎn)對(duì)應(yīng)的地面聲爆信號(hào)的數(shù)值模擬結(jié)果與飛行實(shí)測(cè)結(jié)果的對(duì)比。相比3和4號(hào)測(cè)試點(diǎn),該兩個(gè)測(cè)試點(diǎn)的聲爆信號(hào)幅值下降很多,這主要是由于飛行器高度迅速爬升導(dǎo)致的[12]。特別注意的是,對(duì)于該兩測(cè)試點(diǎn),ARI_Boom預(yù)測(cè)結(jié)果與飛行試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果的信號(hào)持續(xù)時(shí)間和幅值相對(duì)均較為接近,這是由于該段彈道時(shí)序變化較為平緩,飛行器的機(jī)動(dòng)變化效應(yīng)相比前兩個(gè)測(cè)試點(diǎn)下降較多,此時(shí)本文采用的準(zhǔn)定常近似與實(shí)際飛行工況更加接近。

圖16 OS-X0飛行器在5號(hào)測(cè)試點(diǎn)的地面聲爆信號(hào)的計(jì)算與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.16 Numerical and flight data comparison for ground sonic boom signature for the 5th measurement point

圖17 OS-X0飛行器在7號(hào)測(cè)試點(diǎn)的地面聲爆信號(hào)的計(jì)算與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.17 Numerical and flight data comparison for ground sonic boom signature for the 7th measurement point

總體來(lái)看,數(shù)值模擬預(yù)測(cè)結(jié)果與飛行測(cè)量結(jié)果符合較好,但仍存在一定差異,這是由于目前采用的計(jì)算方法中還有未考慮到的影響因素。首先,計(jì)算對(duì)彈道條件進(jìn)行了準(zhǔn)定常近似,未考慮OS-X0飛行器加速引起的聲爆特征非定常變化；其次,計(jì)算中未考慮大氣湍流和高空大氣風(fēng)場(chǎng)的影響,該因素可能導(dǎo)致聲爆波形發(fā)生變形；還有本文對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的模擬采用高溫完全氣體近似,這與真實(shí)多組份流動(dòng)存在一定誤差。這些是后續(xù)工作需要改進(jìn)的地方。

4 結(jié) 論

針對(duì)OS-X0科學(xué)試驗(yàn)飛行器的聲爆測(cè)量與分析是國(guó)內(nèi)首次公開進(jìn)行的超聲速飛行器聲爆特性的飛行試驗(yàn)研究。本次試驗(yàn)成功測(cè)量得到了真實(shí)大氣環(huán)境下高M(jìn)a數(shù)飛行器飛行的聲爆數(shù)據(jù),信號(hào)特征清晰明顯,可為我國(guó)超聲速民機(jī)聲爆預(yù)測(cè)技術(shù)的發(fā)展提供飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐。主要結(jié)論如下:

1)本次飛行試驗(yàn)測(cè)量表明,OS-X0試驗(yàn)飛行器在飛行Ma數(shù)3.0～6.0、飛行高度7.0 km～18.0 km的上升彈道區(qū)間段,地面聲爆最大過(guò)壓基本介于20 Pa～130 Pa之間,相當(dāng)于聲壓級(jí)120 dB～136 dB之間,聲爆信號(hào)持續(xù)時(shí)間在55 ms～75 ms之間。

2)在獲得的四個(gè)有效測(cè)試點(diǎn)的聲爆信號(hào)中,3號(hào)和4號(hào)測(cè)點(diǎn)(對(duì)應(yīng)助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài))的信號(hào)特征與5號(hào)和7號(hào)測(cè)點(diǎn)(對(duì)應(yīng)助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熄火狀態(tài))的信號(hào)特征有明顯不同,初步分析認(rèn)為這與發(fā)動(dòng)機(jī)的噴流狀態(tài)有關(guān),表明發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)超聲速飛行器的聲爆特征有重要影響。

3)數(shù)值計(jì)算結(jié)果與真實(shí)試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果總體符合較好,但仍存在一定差異,這也表明真實(shí)飛行環(huán)境非常復(fù)雜,影響聲爆特征傳播的因素較多,在超聲速飛行器聲爆理論和預(yù)測(cè)方法等方面還需更深入的研究。

同時(shí),在本文的研究過(guò)程中,作者深感發(fā)展飛行試驗(yàn)測(cè)量技術(shù)十分不易,本項(xiàng)工作所獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)僅僅是初步結(jié)果,聲爆飛行試驗(yàn)測(cè)量技術(shù)亦存在很大的提高空間。主要可能的改善方向如下:

1)壓力傳感器精度。聲爆是寬頻壓力信號(hào),頻率范圍涵蓋幾赫茲至幾十萬(wàn)赫茲,要在如此寬的頻率范圍獲得足夠的測(cè)量精度,對(duì)于傳感器的要求是非常高的。絕大部分國(guó)產(chǎn)壓力傳感器都難以達(dá)到,本次測(cè)量不得不采用進(jìn)口壓力傳感器進(jìn)行。

2)測(cè)量軌跡預(yù)測(cè)技術(shù)。傳統(tǒng)的聲爆信號(hào)預(yù)測(cè)都是正向的,即從飛行器出發(fā)給出地面信號(hào),而地面測(cè)量過(guò)程實(shí)際上是逆向的,聲射線追蹤都是正向,本項(xiàng)工作暫采用了打靶法來(lái)完成逆向追蹤,需要進(jìn)行多次迭代,計(jì)算量相對(duì)較大；另外計(jì)算過(guò)程中也未考慮大氣風(fēng)場(chǎng)、近地湍流、飛行器機(jī)動(dòng)效應(yīng)等因素,這些是今后需要深入研究的。

3)網(wǎng)絡(luò)化的空基測(cè)量系統(tǒng)。本次測(cè)量?jī)H進(jìn)行了地面聲爆信號(hào)的測(cè)量,而聲爆研究者們希望獲得整個(gè)傳播路徑上的信號(hào)發(fā)展過(guò)程,這就需要建立網(wǎng)絡(luò)化的空基測(cè)量系統(tǒng),即沿著聲信號(hào)傳播的路徑在不同空間高度和水平距離上布置足夠數(shù)量的傳感器,這樣便可獲得更詳細(xì)的數(shù)據(jù),可為理論研究和數(shù)值模擬提供更多的參考。