錢戰(zhàn)森劉中臣冷 巖張 雪高亮杰鄧 帆

(1.中國航空工業(yè)空氣動力研究院,沈陽 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[1-4]已成為世界上航空強國的熱點研究領域,飛行器在超聲速飛行時所引發(fā)的聲爆問題一直以來都是困擾超聲速民機發(fā)展的關鍵技術難題。高可靠性的聲爆預測技術是開展低聲爆超聲速民用飛機氣動布局設計的基礎。聲爆問題研究主要有三種手段,分別是數(shù)值模擬、風洞試驗和飛行試驗。能夠在真實大氣條件下進行聲爆特征研究的飛行試驗是最直接的研究手段,對發(fā)展超聲速民機氣動理論、建立高精度的聲爆預測技術和探索聲爆抑制方法等方面都具有非常重要的意義。

美國NASA從20世紀六十年代就開始了聲爆的飛行試驗研究,先后分別測量了SR-71飛機[5]、XB-70飛機[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,獲得了最早的飛行試驗數(shù)據(jù)。在20世紀初,NASA和Northrop Grumman Corporation公司聯(lián)合進行了著名的SSBD項目(Shaped Sonic Boom Demonstration)[8],旨在采用飛行試驗驗證修型降爆技術和探索大氣湍流對聲爆的影響。在2010年前后,美國 Wyle、Gulfstream Aerospace Corporation和波音公司等進行了著名的SCAMP項目(The Superboom Caustic Analysis and Measure Project)[9],旨在通過飛行試驗研究超聲爆焦散分析與測量技術。日本JAXA在2009-2015年開展了D-SEND項目(Drop test for Simplified Evaluation of Non-symmetrically Distributed sonic boom)[10],旨在通過飛行試驗研究非對稱布局的聲爆特性。歐盟和俄羅斯在 H2020框架下開始了 RUMBLE 項目(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,該項目是歐盟發(fā)起的首個大型聲爆研究項目,涵蓋了該領域的各個方面,飛行試驗將由俄羅斯中央流體研究院(Ts AGI)承擔?？傮w來看,通過多年的發(fā)展,美國在聲爆飛行試驗方面積累了豐富的數(shù)據(jù)和技術,為其發(fā)展下一代超聲速民機打下了較為堅實的基礎；日本、歐盟等近年來也對聲爆飛行試驗研究尤為重視,以期為聲爆預測和低聲爆設計建立完善的驗證手段。

國內在聲爆領域的研究明顯不足,尤其在聲爆飛行試驗方面的研究幾乎是空白。中國航空工業(yè)空氣動力研究院(以下簡稱航空工業(yè)氣動院)與北京零壹空間科技有限公司(以下簡稱零壹空間)基于亞軌道火箭動力飛行器開展了聲爆特性飛行試驗的合作研究。依托零壹空間的飛行試驗平臺OS-X0,航空工業(yè)氣動院聲爆技術研究團隊借助自研的數(shù)值預測平臺ARI_Boom(Aerodynamics Research Institute Sonic Boom Prediction Platform)[12-14],發(fā)展了飛行過程中的聲爆信號地面測量技術,建立了以聲學射線法和打靶法相結合的聲爆信號測量軌跡預測能力。

2018年5月17日,零壹空間成功發(fā)射了OS-X0科學試驗飛行器,航空工業(yè)氣動院聲爆技術研究團隊借助所發(fā)展的飛行試驗測量技術對此飛行器開展了地面聲爆特性的測量,成功進行了該飛行器聲爆特性的飛行試驗測試,獲得了真實大氣環(huán)境下高馬赫數(shù)飛行器的地面聲爆信號,取得了重要的試驗數(shù)據(jù)。

本文較為詳細地介紹了本次飛行測量方案,結合自主研發(fā)的ARI_Boom數(shù)值預測平臺,對飛行試驗測量結果進行了進一步數(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、地面信號持續(xù)時間和激波上升時間及發(fā)動機噴流影響效應的分析,并與飛行試驗測量數(shù)據(jù)進行了比較。數(shù)值計算結果與真實試驗測量結果總體符合較好,但由于真實飛行環(huán)境非常復雜,影響聲爆特征傳播的因素較多,兩者仍存在一定差異。該項工作可為今后發(fā)展超聲速民用飛行器提供技術支撐。

1 OS-X0試驗飛行器簡介

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

OS-X0試驗飛行器,也稱為“重慶兩江之星”號,是OS-X系列的首枚試驗飛行器,于2018年5月17日在我國西北某基地成功發(fā)射。該飛行器長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,飛行時間265 s,飛行距離273 km,采用固體火箭發(fā)動機作為動力。圖1給出了OS-X0試驗飛行器的飛行彈道示意圖?？紤]到安全因素,本項測量工作集中在飛行彈道的上升段,對應的Ma數(shù)范圍為3.0～6.0,高度范圍為7.0～18.0 km。該項工作,一方面可為典型超聲速民機[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[22]的聲爆特性。

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

2 飛行測量方案及數(shù)值模擬方法

2.1 飛行測量方案

(1)測試點布置

本次試驗彈道航向為北偏西49°,經(jīng)過前期預選點計算、現(xiàn)場勘查,主要考慮現(xiàn)場路況、到達時間以及測量設備續(xù)航時間等因素,最終確定的測試點布置方案在地圖上的位置如圖2所示,測試點位置選擇在彈道正下方。各個測點的地面位置、對應的彈道高度和飛行馬赫數(shù)如表1所示。

圖2 測試點布置方案Fig.2 Layout of measurement points

表1 聲爆飛行測試點位置和對應飛行參數(shù)Table 1 Measurement point positions and flight parameters

根據(jù)當?shù)氐匦魏徒煌l件,測試點分為兩組,1-4號測點為第一組,5-7號測點為第二組。根據(jù)數(shù)值計算分析,1號和2號測試點感受不到聲爆信號,在這兩個位置分別布置一套測試系統(tǒng)作為比對驗證,用于驗證聲爆信號測量軌跡預測技術的可靠性。理論上火箭發(fā)動機在35s時刻熄火,第一組4個測點都對應了發(fā)動機熄火前的飛行狀態(tài),第二組3個測點都對應了發(fā)動機熄火后的飛行狀態(tài),便于分析火箭發(fā)動機工作與不工作兩種工況下的信號特征。

(2)測量裝置

7個測試點各配備一套測量系統(tǒng),每套系統(tǒng)包含傳聲器、一臺四通道采集器及電纜、三腳架和風球等附件(如圖3所示)。每一個測試點均用了兩種尺寸的傳聲器,主要是考慮到1/4英寸的傳聲器測量聲壓級上限較大、頻響范圍較寬,而1/2英寸的傳聲器靈敏度較高。

在7號測試點地面布置了1臺便攜式氣象站(如圖4所示),設置以1 min為間隔采集并存儲靠近地面的氣象數(shù)據(jù),主要監(jiān)測當?shù)貧鈮骸鉁?、濕度、風速、風向五個氣象參數(shù),以便數(shù)據(jù)后處理時參考。

圖3 測量系統(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)氣動院的ARI_Boom平臺[12-14]采用近場CFD模擬和遠場傳播模型相結合的混合預測方法(如圖5所示),首先利用CFD模擬計算得到OS-X0在對應飛行狀態(tài)下的近場聲爆壓力波分布特征,然后利用遠場傳播程序計算得到地面的聲爆壓力波信號。近場脫體壓力分布的預測采用二階精度的可壓縮NS方程求解器ARI_OVERSET[16-18]；遠場傳播采用基于Thomas波形參數(shù)法的射線追蹤技術[19-20]。近場[16-18]和遠場[12,14]的求解方法在前期的研究中均得到了較為充分的驗證。在射線追蹤技術中,射線方向與所在高度聲速和風速有關,高度變化導致大氣屬性變化,ARI_Boom平臺采用分層大氣模型[21]來模擬高度變化效應。

圖5 ARI_Boom平臺聲爆混合預測方法示意圖Fig.5 Illustration of hybrid prediction method for ARI_Boom

3 結果分析與討論

3.1 試驗測試總體情況

測試點共有7個,其中6號測試點出現(xiàn)故障,在有效飛行試驗時間內的數(shù)據(jù)文件丟失,其余各測試點都觀測到了有效信號。其中1號和2號測試點與預測分析結果一致,未測到聲爆信號；3號和4號測試點獲得了助推火箭發(fā)動機工作時的聲爆信號；5號和7號測試點獲得了助推火箭發(fā)動機熄火后的聲爆信號。下文重點針對3、4、5和7號測試點的結果展開分析。

3.2 氣象條件觀測結果

7號測試點布置的便攜式氣象站記錄了發(fā)射時的近地氣象條件,如表2所示?？傮w來看,發(fā)射當時當?shù)靥鞖鈼l件較為良好,基本上呈晴朗微風天氣。受試驗條件限制,本項研究工作未進行高空風的測量。

3.3 飛行測試結果總體分析

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

表2 氣象條件觀測結果Table 2 Meteorological condition

圖6 典型聲爆信號特征量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)出的聲爆信號的聲射線軌跡示意圖,可以看到本次試驗測量的聲爆信號主要由OS-X0飛行器的上升段發(fā)出,經(jīng)過遠距離的大氣傳播到達測試點。其中3和4號點對應助推火箭發(fā)動機工作的時間段,5和7號點對應助推火箭發(fā)動機熄火后的時間段。

圖7 測點聲爆信號的射線軌跡分析Fig.7 Trace analysis of the measurement point

(2)雙聲爆現(xiàn)象

ARI_Boom程序預測得到3號測點可能觀測到兩次聲爆信號,這是飛行器快速爬升階段的特殊物理現(xiàn)象。在OS-X0飛行測試中,3號測試點成功觀測到了雙聲爆現(xiàn)象,如圖8所示,兩聲信號的時間差約為1s,第一聲信號最大幅值較大,由于飛行器不斷爬升,第二聲信號最大幅值明顯要小一些,但是測試系統(tǒng)可以明顯的分辨出來。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,對于巡航飛行器平穩(wěn)飛行階段一般是不會發(fā)生的。

圖8 3號測點的雙聲爆信號Fig.8 Bi-boom of the 3rd measurement point

(3)持續(xù)時間和激波上升時間

表3給出了3、4、5和7號測試點的聲爆信號的持續(xù)時間和激波上升時間。可以看出,3號和4號測試點的地面聲爆信號持續(xù)時間約為75 ms,而5號和7號測試點的地面聲爆信號持續(xù)時間均小于70 ms,這主要是由于助推火箭發(fā)動機噴流的影響導致的,飛行高度對地面信號持續(xù)時間影響不大[23]；3號和4號測試點的地面聲爆信號的激波上升時間約為2 ms,而5號和7號測試點的地面聲爆信號的激波上升時間約為10 ms,這主要是由于飛行高度變化導致的,已有研究結果[21]表明飛行高度增加時,激波上升時間也呈增加趨勢,相比而言,噴流對激波上升時間則影響很小。

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

3.4 數(shù)值計算與測試結果對比分析

本節(jié)基于測試數(shù)據(jù),采用2.2節(jié)的數(shù)值方法,開展了飛行測試結果與數(shù)值預測結果的對比分析。重點闡述了發(fā)動機噴流影響效應分析和地面聲爆信號的數(shù)值與測試結果對比分析。

(1)發(fā)動機噴流影響效應分析

圖9和10分別給出了3號測試點對應的助推火箭發(fā)動機工作和熄火條件下的OS-X0飛行器近場流動情況的數(shù)值模擬結果。圖11和12分別給出了4號測試點對應的助推火箭發(fā)動機工作和熄火條件下的OS-X0飛行器近場流動情況的數(shù)值模擬結果。

圖9 OS-X0飛行器在3號測試點無噴流時對應的近場馬赫數(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的對比均可看出發(fā)動機噴流相當于虛擬飛行器后體,增加了流動的影響區(qū)域長度,故而聲爆信號的持續(xù)時間將相應增大,這與3.3節(jié)的試驗數(shù)據(jù)分析結論是一致的。除影響信號持續(xù)時間外,數(shù)值模擬還發(fā)現(xiàn)發(fā)動機噴流對信號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號測試點對應的助推火箭發(fā)動機工作和熄火條件下的OS-X0飛行器從近場到中場(15倍彈體直徑位置)的流場波系圖(4號測試點與之類似,這里不再單獨給出)。從圖中可以看出,在近場,前體激波系并未受到后體激波系的干擾；在中、遠場情況則有所不同,隨著空間的遠距離傳播,后體激波系則可能與前體激波系發(fā)射干涉。對于無噴流的情形,后體波系激波角相對較小,在遠距離傳播后,與前體波系基本不發(fā)生干涉,或者干涉相對很弱；對于有噴流的情形,如圖13(b)所示,后體波系激波角相對較大,在遠距離傳播后,存在與前體波系發(fā)生強干擾的可能。本文研究的情形則屬于后者,這一點從下文的圖14和圖15的地面聲爆信號曲線也可以看出。

圖10 OS-X0飛行器在3號測試點有噴流時對應的近場馬赫數(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號測試點無噴流時對應的近場馬赫數(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號測試點有噴流時對應的近場馬赫數(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號測試點對應的有噴流和無噴流條件中場壓力數(shù)云圖Fig.13 Pressure contours for the 3th measurement point with jet-on and off at the mid-field

(2)地面聲爆信號的數(shù)值與測試結果對比分析

圖14-圖17分別給出了3、4、5和7號測試點對應的地面聲爆信號的數(shù)值計算與實測結果的對比曲線。其中圖14和圖15分別給出了3和4號測試點對應的發(fā)動機工作與不工作條件下的數(shù)值模擬結果與飛行實測結果的對比?？梢钥吹桨l(fā)動機工作狀態(tài)的地面聲爆持續(xù)時間明顯大于發(fā)動機不工作狀態(tài)的持續(xù)時間；對于OS-X0飛行器,發(fā)動機噴流對于地面聲爆信號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)過遠距離傳播后發(fā)生了非線性干擾。這與3.3節(jié)和3.4(1)節(jié)的分析結論也是一致的。但實際飛行測試的結果介于ARI_boom得到的有噴流和無噴流情形的預測結果之間,這也表明數(shù)值模擬結果尚有考慮不充分的地方。

圖14 OS-X0飛行器在3號測試點的地面聲爆信號的計算與試驗數(shù)據(jù)對比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號測試點的地面聲爆信號的計算與試驗數(shù)據(jù)對比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號測試點對應的地面聲爆信號的數(shù)值模擬結果與飛行實測結果的對比。相比3和4號測試點,該兩個測試點的聲爆信號幅值下降很多,這主要是由于飛行器高度迅速爬升導致的[12]。特別注意的是,對于該兩測試點,ARI_Boom預測結果與飛行試驗測量結果的信號持續(xù)時間和幅值相對均較為接近,這是由于該段彈道時序變化較為平緩,飛行器的機動變化效應相比前兩個測試點下降較多,此時本文采用的準定常近似與實際飛行工況更加接近。

圖16 OS-X0飛行器在5號測試點的地面聲爆信號的計算與試驗數(shù)據(jù)對比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號測試點的地面聲爆信號的計算與試驗數(shù)據(jù)對比Fig.17 Numerical and flight data comparison for ground sonic boom signature for the 7th measurement point

總體來看,數(shù)值模擬預測結果與飛行測量結果符合較好,但仍存在一定差異,這是由于目前采用的計算方法中還有未考慮到的影響因素。首先,計算對彈道條件進行了準定常近似,未考慮OS-X0飛行器加速引起的聲爆特征非定常變化；其次,計算中未考慮大氣湍流和高空大氣風場的影響,該因素可能導致聲爆波形發(fā)生變形；還有本文對發(fā)動機噴流的模擬采用高溫完全氣體近似,這與真實多組份流動存在一定誤差。這些是后續(xù)工作需要改進的地方。

4 結 論

針對OS-X0科學試驗飛行器的聲爆測量與分析是國內首次公開進行的超聲速飛行器聲爆特性的飛行試驗研究。本次試驗成功測量得到了真實大氣環(huán)境下高Ma數(shù)飛行器飛行的聲爆數(shù)據(jù),信號特征清晰明顯,可為我國超聲速民機聲爆預測技術的發(fā)展提供飛行試驗數(shù)據(jù)支撐。主要結論如下:

1)本次飛行試驗測量表明,OS-X0試驗飛行器在飛行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,地面聲爆最大過壓基本介于20 Pa～130 Pa之間,相當于聲壓級120 dB～136 dB之間,聲爆信號持續(xù)時間在55 ms～75 ms之間。

2)在獲得的四個有效測試點的聲爆信號中,3號和4號測點(對應助推火箭發(fā)動機工作狀態(tài))的信號特征與5號和7號測點(對應助推火箭發(fā)動機熄火狀態(tài))的信號特征有明顯不同,初步分析認為這與發(fā)動機的噴流狀態(tài)有關,表明發(fā)動機噴流對超聲速飛行器的聲爆特征有重要影響。

3)數(shù)值計算結果與真實試驗測量結果總體符合較好,但仍存在一定差異,這也表明真實飛行環(huán)境非常復雜,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測方法等方面還需更深入的研究。

同時,在本文的研究過程中,作者深感發(fā)展飛行試驗測量技術十分不易,本項工作所獲得的試驗數(shù)據(jù)僅僅是初步結果,聲爆飛行試驗測量技術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,頻率范圍涵蓋幾赫茲至幾十萬赫茲,要在如此寬的頻率范圍獲得足夠的測量精度,對于傳感器的要求是非常高的。絕大部分國產(chǎn)壓力傳感器都難以達到,本次測量不得不采用進口壓力傳感器進行。

2)測量軌跡預測技術。傳統(tǒng)的聲爆信號預測都是正向的,即從飛行器出發(fā)給出地面信號,而地面測量過程實際上是逆向的,聲射線追蹤都是正向,本項工作暫采用了打靶法來完成逆向追蹤,需要進行多次迭代,計算量相對較大；另外計算過程中也未考慮大氣風場、近地湍流、飛行器機動效應等因素,這些是今后需要深入研究的。

3)網(wǎng)絡化的空基測量系統(tǒng)。本次測量僅進行了地面聲爆信號的測量,而聲爆研究者們希望獲得整個傳播路徑上的信號發(fā)展過程,這就需要建立網(wǎng)絡化的空基測量系統(tǒng),即沿著聲信號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的數(shù)據(jù),可為理論研究和數(shù)值模擬提供更多的參考。