林榕婷，譚廉華，霍 滿，吳宇昂，杜 璽，林大楷

(1.中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心，北京 102211;2.民用飛機(jī)設(shè)計(jì)數(shù)字仿真技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 102211)

引 言

20世紀(jì)60年代以來(lái)，圖144[1]、協(xié)和號(hào)飛機(jī)[2]的出現(xiàn)開啟了超聲速商業(yè)飛行的時(shí)代。協(xié)和號(hào)因出色的氣動(dòng)性能造就了世界航空史的里程碑[3]，但最終卻由于超聲速聲爆、油耗等一系列問(wèn)題，于2003年退役。航空界對(duì)超聲速商用飛機(jī)的研究從未停止，特別是對(duì)環(huán)保低聲爆的研究。近年來(lái)主要航空強(qiáng)國(guó)采取由政府科研機(jī)構(gòu)主導(dǎo)、一些創(chuàng)業(yè)公司積極參與等方式，掀起超聲速商用飛機(jī)研發(fā)熱潮，旨在提高運(yùn)營(yíng)經(jīng)濟(jì)性，實(shí)現(xiàn)洲際、跨洋航線上低聲爆超聲速巡航[4-6]。日本宇航研究開發(fā)機(jī)構(gòu)JAXA的S4靜音超聲速客機(jī)研究項(xiàng)目對(duì)低聲爆關(guān)鍵技術(shù)展開了一系列試驗(yàn)和理論研究[7]。NASA制定的“N+3”計(jì)劃[8]列出了超聲速客機(jī)的聲爆技術(shù)指標(biāo)。近年來(lái)，NASA緊鑼密鼓推進(jìn) X-59“靜音超聲速技術(shù)”(X-59 QueSST)[9]。Aerion Supersonic公司的AS2超聲速公務(wù)機(jī)已完成相關(guān)風(fēng)洞試驗(yàn)[10]，Boom Supersonic公司的超聲速飛機(jī)XB-1，已于2020年10月完成整機(jī)安裝[11]。俄羅斯茹科夫斯基研究所曾計(jì)劃在2021年前完成超聲速客機(jī)概念方案設(shè)計(jì)工作[12]。我國(guó)目前正迎來(lái)從制造大國(guó)走向制造強(qiáng)國(guó)、從航空大國(guó)走向航空強(qiáng)國(guó)的新時(shí)代，發(fā)展國(guó)產(chǎn)超聲速商用飛機(jī)意義重大。低聲爆氣動(dòng)設(shè)計(jì)是超聲速飛機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)[13]，帶動(dòng)力短艙是聲爆的重要影響因素之一，直接關(guān)系平面布局的優(yōu)化等諸多方面。

美國(guó)航空航天學(xué)會(huì)(AIAA)組織的聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì)迄今為止舉辦了3屆。會(huì)議提供了眾多驗(yàn)證標(biāo)模，NASA，Boeing，Airbus，Ansys，西北工業(yè)大學(xué)等眾多國(guó)內(nèi)外知名航空研究單位和制造商參與并針對(duì)標(biāo)模計(jì)算展開相關(guān)的技術(shù)交流，研究了諸如黏性、網(wǎng)格密度、空間離散格式、湍流模型、噴流等對(duì)超聲速聲爆的影響。超聲速噴口Biconvex[14-15]、帶動(dòng)力短艙的NASA C25D[16]等標(biāo)模為參會(huì)者研究噴流對(duì)聲爆的影響提供了重要參考。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)研究單位包括中航工業(yè)氣動(dòng)院[17]、中國(guó)航空研究院等針對(duì)低聲爆設(shè)計(jì)也開展了眾多試驗(yàn)和數(shù)值研究。中航工業(yè)氣動(dòng)院于FL-60風(fēng)洞采用Seeb-ALR低聲爆標(biāo)模和自行設(shè)計(jì)的帶噴流的旋成體模型開展并成功完成近場(chǎng)壓力特征測(cè)量的驗(yàn)證試驗(yàn)[18]。西北工業(yè)大學(xué)的王剛等[19]研究了不同空間離散格式、模型尖點(diǎn)精度、黏性對(duì)近場(chǎng)壓力信號(hào)和遠(yuǎn)場(chǎng)聲爆預(yù)測(cè)結(jié)果的影響。喬建領(lǐng)等[20]開發(fā)了可考慮大氣風(fēng)效應(yīng)的遠(yuǎn)場(chǎng)高精度聲爆預(yù)測(cè)程序，研究了大氣風(fēng)對(duì)聲爆的影響等。目前，國(guó)內(nèi)針對(duì)黏性、網(wǎng)格密度、聲爆預(yù)測(cè)算法對(duì)超聲速聲爆預(yù)測(cè)的研究較多，但針對(duì)動(dòng)力短艙對(duì)近場(chǎng)壓力信號(hào)和地面聲爆的影響研究較少，尤其是在超聲速商用飛機(jī)研究方向。

中國(guó)商飛北研中心自2016年開始超聲速客機(jī)的相關(guān)研究，開展了針對(duì)超聲速流場(chǎng)的CFD工具驗(yàn)證、全機(jī)復(fù)雜流場(chǎng)CFD數(shù)值模擬[21-22]、地面聲爆信號(hào)測(cè)試、超聲速自然層流機(jī)翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)等工作。對(duì)標(biāo)模NASA C25D的帶動(dòng)力短艙對(duì)超聲速飛機(jī)近場(chǎng)壓力信號(hào)和地面聲爆的影響開展了一系列計(jì)算研究和規(guī)律探索，為超聲速商用飛機(jī)低聲爆設(shè)計(jì)做了鋪墊。本文共分為3部分:模型和計(jì)算方法介紹、計(jì)算分析、結(jié)論。

1 模型及方法

1.1 模型及網(wǎng)格

采用第2屆聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì)的低聲爆驗(yàn)證標(biāo)模NASA C25D，分別對(duì)帶通氣短艙(以下簡(jiǎn)稱C25F)和帶動(dòng)力短艙(以下簡(jiǎn)稱C25P)兩種構(gòu)型開展數(shù)值計(jì)算研究。

聲爆預(yù)測(cè)研討會(huì)提供的幾何模型圖如圖1，2所示。模型的參考面積半模為37.16 m2，參考長(zhǎng)度即機(jī)身長(zhǎng)度為32.92 m。

圖1 NASA C25D概念圖[16]Fig.1 NASA C25D concept graph

(a) Diagram of C25F

采用混合網(wǎng)格，模型自帶3.375°攻角。內(nèi)域?yàn)閳A柱體區(qū)域的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，外域?yàn)榻Y(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，以Mach錐角為傾斜角度，5倍參考長(zhǎng)度為縱向高度，外域網(wǎng)格的增長(zhǎng)率為1.025。針對(duì)通氣短艙和動(dòng)力短艙，分別繪制無(wú)黏的Euler網(wǎng)格和有黏RANS計(jì)算網(wǎng)格，每種類型制作3種不同密度的網(wǎng)格，密度化主要是針對(duì)內(nèi)域非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。內(nèi)域網(wǎng)格，對(duì)于黏性邊界層，首層網(wǎng)格為8.0×10-5m，增長(zhǎng)率為1.15，50層?？偩W(wǎng)格單元數(shù)如表1所示。為驗(yàn)證網(wǎng)格無(wú)關(guān)性并確保計(jì)算的準(zhǔn)確程度，提取了計(jì)算結(jié)果中的重要?dú)鈩?dòng)參數(shù)升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD作為指標(biāo)，數(shù)據(jù)如表2所示?？梢钥吹?，CL的差距在1.0×10-4量級(jí)，CD的差距在1.0×10-5量級(jí)，因此可認(rèn)為各自3套網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果在可忽略的精度范圍內(nèi)，均符合網(wǎng)格無(wú)關(guān)性要求。整體和局部截圖如圖3～5所示。

表1 NASA C25D網(wǎng)格數(shù)目Table 1 Grid numer of NASA C25D

表2 力系數(shù)的精度對(duì)比Table 2 Accuracy comparison of force coefficient

圖3 網(wǎng)格整體分布Fig.3 Global diagram of grids

(a) C25F invicid(grid No.3)

(a) C25P invicid(grid No.3)

1.2 計(jì)算方法

表3是C25F的計(jì)算工況條件，C25P的計(jì)算條件除了表3的基本參數(shù)之外，還包含發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口和出口的壓比和溫比等參數(shù)，如表4所示。表中，P*為總壓，T*為總溫，a為聲速，V為速度，下標(biāo)inf表示來(lái)流。

表3 C25F工況信息(海拔15.76 km)Table 3 C25F case information (altitude 15.76 km)

表4 C25P工況信息(海拔15.76 km)Table 4 C25P case information (altitude 15.76 km)

流場(chǎng)計(jì)算方面，對(duì)C25F和C25P均分別進(jìn)行基于Euler的定常計(jì)算和基于RANS的定常計(jì)算。時(shí)間推進(jìn)為隱式格式，空間離散采用TVD格式，使用 Minmod限制器。湍流模型采用一方程SA模型。邊界條件的設(shè)置:計(jì)算域的遠(yuǎn)場(chǎng)入口采用超聲速入口條件，給定靜壓、密度和速度;遠(yuǎn)場(chǎng)出口采用超聲速出口，無(wú)需給定條件，參數(shù)由內(nèi)場(chǎng)直接外推得到;動(dòng)力短艙的發(fā)動(dòng)機(jī)入口給定背壓，出口給定發(fā)動(dòng)機(jī)出口的總溫總壓。遠(yuǎn)場(chǎng)壓力信號(hào)的計(jì)算是基于線化理論和幾何聲學(xué)波形參數(shù)法的自主開發(fā)工具，得到地面壓力信號(hào)，進(jìn)而求解以分貝(dB)為單位的地面可感知聲音響度PL值，與參會(huì)者的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

2 計(jì)算分析

2.1 流場(chǎng)分布

2.1.1 結(jié)果展示

流場(chǎng)計(jì)算直接影響近場(chǎng)壓力信號(hào)的提取和地面聲爆的計(jì)算。圖6～10分別是C25F和C25P兩種構(gòu)型，在Euler計(jì)算和RANS計(jì)算下，由各自的密網(wǎng)格，即第3套網(wǎng)格(網(wǎng)格密度接近，網(wǎng)格單元總數(shù)均在半模5×107左右)計(jì)算得到的流場(chǎng)參數(shù)云圖對(duì)比圖，涵蓋了:Mach數(shù)、溫度、壓力、壓力信號(hào)、表面壓力系數(shù)等。壓力信號(hào)定義為

dp/pinf=(p-pinf)/pinf

(a) C25F invicid(grid No.3)

(a) C25F invicid(grid No.3)

(a) C25F invicid(grid No.3)

(a) C25F invicid(grid No.3)

(a) Main wing surface at 50% span of flat tail

式中，pinf為來(lái)流靜壓，p為當(dāng)?shù)仂o壓。

如圖9所示，選取4種組合各自的第3套網(wǎng)格，分別在主翼約60%展長(zhǎng)處和平尾約50%展長(zhǎng)處提取了機(jī)翼表面的壓力系數(shù)，這里的壓力系數(shù)的定義是

式中，uinf為來(lái)流速度。

圖10是主翼和平尾在這兩處的上下表面壓力系數(shù)曲線。圖中BATRI代表中國(guó)商飛北研中心。

2.1.2 規(guī)律分析

(1)黏性對(duì)流場(chǎng)的影響

有黏計(jì)算由于壁面采用無(wú)滑移邊界條件，壁面處速度為零，相應(yīng)地，壁面處溫度和壓力均升高。黏性計(jì)算的機(jī)翼上同位置的機(jī)體溫度大約是遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流的1.5倍，而無(wú)黏計(jì)算由于沒(méi)有黏性耗散，參數(shù)在壁面的呈現(xiàn)與周邊過(guò)渡均勻。從圖6～8可以看到，無(wú)黏計(jì)算的激波系相比有黏計(jì)算更明顯和清晰，尤其是短艙內(nèi)部的激波反射現(xiàn)象得到了較清晰的呈現(xiàn)和保持。黏性計(jì)算由于短艙內(nèi)壁邊界層耗散，出口處整體速度低于無(wú)黏的出口速度，壓力、溫度均比較高。黏性的影響持續(xù)到了短艙出口外的一段距離，可從尾跡的流動(dòng)明顯看到，無(wú)黏的噴流較能保持均勻傳播，而有黏的出口尾跡逐漸放大，這是黏性耗散使得發(fā)動(dòng)機(jī)噴流更快地減速增溫增壓。從圖9，10的比對(duì)，同位置，有黏計(jì)算比同構(gòu)型的無(wú)黏計(jì)算的激波位置更加靠前，且在主翼上表面后半部分，壓力系數(shù)絕對(duì)值更小。

(2)動(dòng)力短艙對(duì)流場(chǎng)的影響

C25F與C25P相比，譬如圖8(b)，(d)的對(duì)比，C25P在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣的唇口處出現(xiàn)了明顯的溢流現(xiàn)象，唇口上部出現(xiàn)了激波，這是由動(dòng)力短艙發(fā)動(dòng)機(jī)入口的流量限制而導(dǎo)致的。C25F的通氣短艙由于溢流較少，唇口無(wú)明顯激波出現(xiàn)。C25P在發(fā)動(dòng)機(jī)出口和平尾附近的波系比C25F更為復(fù)雜和多樣。結(jié)合圖9(b)，(d) 和圖10(a)，C25P的溢流明顯多于C25F，因此在主翼上表面的激波更提前。在所提取的平尾50%處，對(duì)應(yīng)的主翼上表面后緣處出現(xiàn)了明顯的激波區(qū)域，這是短艙入口唇口的溢流導(dǎo)致對(duì)前方高速來(lái)流的擠壓而出現(xiàn)的。該展長(zhǎng)處，C25P平尾的下表面壓力系數(shù)變化率比C25F更劇烈，這跟平尾下表面的速度變化趨勢(shì)有關(guān)。C25P由于唇口溢流明顯，在平尾下表面前緣的氣流速度受到溢流影響而比C25F同位置的速度更低;在平尾下表面后緣處，受到噴流速度的影響，氣流的黏性帶動(dòng)平尾下表面后緣周邊氣流加速流動(dòng)，壓力比C25F同位置更小。因此，沿著弦向，C25P的平尾下表面加速度更大，壓力系數(shù)曲線的斜率更大，這也直觀地反映在圖10(b)中。從圖10(c)可以看到，主翼上表面的壓力系數(shù)分布差異較大。C25P的動(dòng)力短艙溢流造成激波提前，反映在云圖中，這道激波的波后高壓區(qū)域面積比C25F更大，因此在曲線圖中，C25P的上表面后緣處能看到明顯的激波，而C25F則基本沒(méi)有。

2.2 近場(chǎng)壓力信號(hào)

2.2.1 結(jié)果展示

圖11是本小節(jié)近場(chǎng)壓力信號(hào)的提取位置和角度示意圖。圖11(a)為計(jì)算的提取位置。一般地，我們以參考長(zhǎng)度L進(jìn)行丈量，參考長(zhǎng)度即為機(jī)身長(zhǎng)度，選取1倍機(jī)身長(zhǎng)度和3倍機(jī)身長(zhǎng)度為半徑R,進(jìn)行等值面繪制。如圖11(b)所示，在不同半徑的等值面上，提取不同角度(這里稱為“滾轉(zhuǎn)角”，用φ表示)的壓力信號(hào)，展開分析研究。選取了0°，10°，20°，30°，40°，50°這6種角度，半徑R=H/L=1和3，進(jìn)行壓力信號(hào)提取的比對(duì)分析。圖12～15分別為計(jì)算結(jié)果提取的不同高度、不同滾轉(zhuǎn)角的近場(chǎng)壓力信號(hào)與部分參會(huì)者計(jì)算結(jié)果的比對(duì)。圖中，Xn=0為該高度下激波系的起始點(diǎn)，根據(jù)網(wǎng)格起始點(diǎn)和Mach錐角就可以換算得到。從圖12～15可看到，計(jì)算結(jié)果與參會(huì)者的趨勢(shì)是一致的，由于采用不同網(wǎng)格密度，網(wǎng)格越細(xì)密，數(shù)值耗散越小，對(duì)近場(chǎng)壓力信號(hào)的捕捉也就越精細(xì)，與參會(huì)者的壓力信號(hào)峰值峰谷等數(shù)據(jù)更接近，更有一部分的計(jì)算結(jié)果比參會(huì)者捕捉到的近場(chǎng)壓力信號(hào)更精細(xì)。下一節(jié)將分析黏性、有無(wú)動(dòng)力、提取位置差異對(duì)近場(chǎng)壓力信號(hào)的影響。

(a)Extraction height distribution

(a)R=1，φ=0°[24]

(a)R=1，φ=0°[26]

(a)R=1，φ=0°

(a)R=1，φ=0°

2.2.2 規(guī)律分析

(1)黏性對(duì)近場(chǎng)信號(hào)的影響

流場(chǎng)差異直接導(dǎo)致近場(chǎng)壓力信號(hào)的差異，同時(shí)波系受機(jī)身下部幾何壁面曲率的影響，產(chǎn)生膨脹波和激波。譬如，對(duì)比圖12(a)和13(a)，圖12(b)和13(d)，圖14(b)和15(b)可看到，對(duì)同種構(gòu)型，黏性計(jì)算與無(wú)黏計(jì)算同位置的近場(chǎng)壓力信號(hào)幅值峰值和峰谷基本無(wú)差別。在前半部分機(jī)身(對(duì)應(yīng)于Xn約20 m之前)的距離，由于激波分布基本一致，因此，近場(chǎng)壓力信號(hào)的分布趨勢(shì)也基本相同。但在機(jī)身變化較劇烈的后半部分，比如在Xn的30～32 m處，由于機(jī)身存在較大角度的擴(kuò)張，黏性計(jì)算受邊界層厚度影響使得角度加大，從曲線圖中可看到這部分激波壓縮比無(wú)黏更強(qiáng)。

(2)動(dòng)力短艙對(duì)近場(chǎng)信號(hào)的影響

對(duì)比圖12(a)和14(a)，圖12(b)和14(b)，圖13(a)和15(a)，圖13(d)和15(b)，可以看到，在同種計(jì)算條件和同個(gè)近場(chǎng)提取位置下，C25P近場(chǎng)壓力信號(hào)幅值的峰值要比C25F大，對(duì)比流場(chǎng)分布，峰值處位于模型的短艙入口之前，原因在于動(dòng)力短艙入口唇口的溢流對(duì)機(jī)身該處來(lái)流的減速導(dǎo)致壓力升高，使得該位置處的壓力信號(hào)比通氣短艙高。在短艙入口之后的后半部分，近場(chǎng)壓力信號(hào)由于C25F與C25P在該區(qū)域激波系的差異而不同。從圖9，10的壓力系數(shù)分布差異可見，由于發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的影響，C25P后部的壓力系數(shù)絕對(duì)值和壓力系數(shù)變化梯度均比同條件下的C25F大，激波更強(qiáng)烈，因此近場(chǎng)壓力信號(hào)在這一部分變化幅值也更大。從圖8對(duì)比也可以看到，動(dòng)力噴流、短艙影響導(dǎo)致下表面的激波更強(qiáng)，因此近場(chǎng)提取的壓力信號(hào)也更強(qiáng)。

(3)提取距離和角度對(duì)近場(chǎng)信號(hào)的影響

對(duì)于同種構(gòu)型同種計(jì)算條件下，當(dāng)提取的等值面半徑相同時(shí)，不同滾轉(zhuǎn)角處的壓力信號(hào)是不同的，這是因?yàn)闈L轉(zhuǎn)角不同，受機(jī)體幾何外形的影響而造成激波系形狀也不盡相同，可以從圖11 (a)的示意圖中大致看到差異。從圖12～15可以看到，當(dāng)提取的滾轉(zhuǎn)角相同時(shí)，離機(jī)體越遠(yuǎn)，捕捉到的近場(chǎng)壓力信號(hào)越小，這是黏性耗散和網(wǎng)格數(shù)值耗散導(dǎo)致，符合物理規(guī)律。

2.3 地面聲爆信號(hào)

2.3.1 結(jié)果展示

基于所提取的近場(chǎng)壓力信號(hào)，本節(jié)選取1倍機(jī)身長(zhǎng)度和3倍機(jī)身長(zhǎng)度、滾轉(zhuǎn)角0°處的近場(chǎng)壓力信號(hào)作為地面聲爆信號(hào)波形參數(shù)法內(nèi)部計(jì)算程序的輸入，計(jì)算傳播至地面的壓力信號(hào)的壓力-時(shí)間分布曲線，與參會(huì)者的計(jì)算范圍和若干參會(huì)代表計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比對(duì)分析，如圖16所示。圖例中Outline指代的是官網(wǎng)提供的所有參會(huì)者計(jì)算值的范圍邊界。表5是根據(jù)計(jì)算的地面聲爆信號(hào)曲線，轉(zhuǎn)換為地面聲爆的可感知響度PL值，與摘自研討會(huì)FTP網(wǎng)站[27]的參會(huì)者數(shù)據(jù)的上下范圍比對(duì)。為驗(yàn)證可感知響度轉(zhuǎn)換程序的準(zhǔn)確性，隨機(jī)選取官網(wǎng)上部分參會(huì)者[27]提供的地面壓力信號(hào)值，輸入轉(zhuǎn)換程序，得到的響度值與參會(huì)者計(jì)算所得值的對(duì)比數(shù)據(jù)如表6所示。

(a)C25F invicid，R=1，φ=0°[27-28]

表5 地面聲爆可感知響度PL值

表6 地面聲爆可感知響度程序驗(yàn)證Table 6 Program verification of perceptible loudness of ground sonic boom

表6中inv和vis后綴1，2，3，4分別指代官網(wǎng)[27]的4份參會(huì)者數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)源文件名分別為:“c25d-flowthru-ground-Boeing_Magee-inv-mixed-100” “c25d-flowthru-ground-Park-c25d-flo-visc-tet-200”“c25d-powered-ground-INRIA-c25d-pow-inv-tet-v6-200.b8”“c25d-powered-ground-MorgensternMarconi-vis_2.00Scale_Grid”。

2.3.2 規(guī)律分析

(1)黏性對(duì)地面聲爆信號(hào)的影響

計(jì)算得到的地面聲爆信號(hào)分布與參會(huì)者的趨勢(shì)符合較好，幅值也較為接近。對(duì)比圖16(a)和16(b)，圖16(c)和16(d)，圖16(e)和16(f)，圖16(g)和16( h)，可見同構(gòu)型和同種位置壓力信號(hào)輸入時(shí)，黏性計(jì)算的地面聲爆信號(hào)幅值較無(wú)黏的略大，這與近場(chǎng)壓力信號(hào)輸入數(shù)據(jù)的差異有關(guān)，但整體來(lái)看，兩者變化趨勢(shì)一致。

(2)動(dòng)力短艙對(duì)地面聲爆信號(hào)的影響

對(duì)比圖16 (a)和16 (e)，圖16 (b)和16 (f)，圖16 (c)和16 (g)，圖16 (d)和16 (h)，可以看到C25F的結(jié)果比C25P得到的幅值峰值較小，受近場(chǎng)壓力信號(hào)輸入的影響，地面聲爆信號(hào)與近場(chǎng)壓力信號(hào)的變化趨勢(shì)一致。從表5可以看到，整體上，PL值的差異與地面聲爆信號(hào)的差異是一致的，同工況和提取源時(shí)，C25P的PL值略大于C25F。

(3)提取距離對(duì)地面聲爆信號(hào)的影響

對(duì)比圖16 (a)和16 (c)，圖16 (b)和16 (d)，圖16 (e)和16 (g)，圖16 (f)和16 (h)，可以看到同個(gè)流場(chǎng)，當(dāng)滾轉(zhuǎn)角相同時(shí)，不同提取距離的近場(chǎng)壓力信號(hào)的輸入對(duì)地面聲爆信號(hào)的幅值大小影響不大，只造成了曲線后半段的趨勢(shì)和形狀不同。

(4)傳播算法的影響

從圖16的對(duì)比可見，計(jì)算得到的地面聲爆信號(hào)曲線的形狀帶有較尖銳的過(guò)渡，參會(huì)者的曲線過(guò)渡則較為圓滑。從表5可以看到，相比參會(huì)者的計(jì)算結(jié)果，計(jì)算得到的地面聲爆可感知響度值偏大。由表6的數(shù)據(jù)對(duì)比，經(jīng)過(guò)驗(yàn)證，得到的響度值與參會(huì)者計(jì)算所得基本一致，差距在1 dB量級(jí)，因此排除可感知響度值轉(zhuǎn)換程序引入的誤差，差異原因鎖定為地面壓力信號(hào)輸入的差異。由于采用的地面聲爆信號(hào)計(jì)算程序是基于波形參數(shù)法的內(nèi)部工具[29]，與參會(huì)者采用的方法不同，譬如NASA等參會(huì)者用的聲爆傳播程序SBoom[30]是求解廣義Burgers方程。本文遠(yuǎn)場(chǎng)至地面聲爆的幅值峰值偏大，因此轉(zhuǎn)換得到的可感知聲爆響度值偏大。后續(xù)可進(jìn)行不同傳播算法的研究。

3 小結(jié)

本文對(duì)AIAA聲爆預(yù)測(cè)會(huì)議的全機(jī)帶動(dòng)力短艙標(biāo)模NASA C25D進(jìn)行了計(jì)算與分析，小結(jié)如下:

(1) 由于低聲爆構(gòu)型壓力信號(hào)幅值微小(本文計(jì)算的NASA C25D近場(chǎng)壓力信號(hào)幅值為10-3到10-2量級(jí))，對(duì)計(jì)算區(qū)域，尤其是內(nèi)域網(wǎng)格加密，有助于減少網(wǎng)格耗散，以捕捉到更精細(xì)的壓力信號(hào)。

(2) 黏性計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)出口尾跡區(qū)域比無(wú)黏時(shí)更大;短艙入口前的近場(chǎng)壓力信號(hào)基本無(wú)影響，原本受機(jī)身下部分曲率影響而存在的膨脹波或激波波系，在黏性作用下邊界層的存在加大了實(shí)際轉(zhuǎn)折角，進(jìn)而影響了對(duì)應(yīng)位置的波強(qiáng)度，使黏性計(jì)算的近場(chǎng)壓力信號(hào)和聲爆信號(hào)在對(duì)應(yīng)位置更強(qiáng)。

(3) 帶動(dòng)力短艙構(gòu)型的唇口溢流現(xiàn)象比通氣短艙構(gòu)型更明顯，因此同工況同提取位置時(shí)，動(dòng)力短艙構(gòu)型入口區(qū)域的近場(chǎng)壓力信號(hào)的幅值峰值大于通氣短艙構(gòu)型，整體分布趨勢(shì)在短艙入口之前基本相似;動(dòng)力短艙出口區(qū)域的波系比通氣短艙更復(fù)雜多樣，出口之后的區(qū)域受波系影響而呈現(xiàn)較大差異;動(dòng)力噴流導(dǎo)致的出口區(qū)域近場(chǎng)壓力信號(hào)變化幅度比通氣構(gòu)型更大;地面聲爆信號(hào)分布趨勢(shì)與所輸入的近場(chǎng)壓力信號(hào)分布趨勢(shì)基本一致。

(4) 同距離下，不同滾轉(zhuǎn)角提取的近場(chǎng)壓力信號(hào)和地面聲爆信號(hào)因空間波系影響差異較大;同滾轉(zhuǎn)角下，提取位置離機(jī)身越遠(yuǎn)，捕捉到的信號(hào)越弱。

(5) 不同聲爆傳播計(jì)算方法得到的聲爆可感知響度值不同。波形參數(shù)法得到的聲爆曲線變化幅度較求解廣義Burgers方程大。同工況和同近場(chǎng)信號(hào)為輸入源時(shí)，動(dòng)力短艙構(gòu)型PL值略大于通氣短艙構(gòu)型。

致謝感謝中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司北京民用飛機(jī)技術(shù)研究中心、民用飛機(jī)設(shè)計(jì)數(shù)字仿真技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室提供的平臺(tái)及資源的支持。