宋亞輝，趙元明，張曉亮，瞿麗霞，張躍林

(1.中國飛行試驗(yàn)研究院飛機(jī)飛行試驗(yàn)技術(shù)研究所，陜西 西安 710089；2.中國航空研究院，北京 100012)

0 引言

聲爆問題是制約超聲速航空器尤其是民用超聲速航空器發(fā)展的關(guān)鍵問題[1-2]。聲爆是航空器超聲速飛行或局部相對氣流速度超過當(dāng)?shù)芈曀贂r產(chǎn)生的激波和膨脹波系，傳播至地面產(chǎn)生的類似于爆炸聲或雷聲的一種物理現(xiàn)象[2-4]。聲爆通常持續(xù)時間短、能量高，傳播距離遠(yuǎn)，分布范圍大，可對環(huán)境和人產(chǎn)生危害。而且激波和膨脹波系的產(chǎn)生也增加了飛行阻力，影響操縱性和穩(wěn)定性，使安全性和經(jīng)濟(jì)性變差。歷史上投入運(yùn)營的超聲速民機(jī)“協(xié)和號Concorde”、Tu-144被迫退出運(yùn)營的原因之一就是產(chǎn)生的聲爆引發(fā)了較大社會問題[4]。近年來，隨著人們對更快、更安全和綠色航空技術(shù)的不懈追求，開展了大量聲爆問題研究[3-8]，致力于新一代低聲爆航空器研發(fā)，推動民用超聲速航空器重返商用。

自20世紀(jì)50年代起，研究人員持續(xù)開展了大量的航空器聲爆問題試驗(yàn)研究項(xiàng)目[3,6,9-15]，進(jìn)行聲爆的產(chǎn)生與傳播特性等研究，進(jìn)行低聲爆優(yōu)化技術(shù)、聲爆預(yù)測技術(shù)驗(yàn)證，開展聲爆主觀響應(yīng)評價研究和社會影響評估等?？傮w上看，航空器聲爆飛行測試技術(shù)研究可分為三個典型的階段：(1)20世紀(jì)50年代至70年代，通過飛行試驗(yàn)進(jìn)行聲爆認(rèn)識和探索的階段，初步形成了空中和地面聲爆測試技術(shù)，但存在專用設(shè)施缺乏、測量精度差等問題；(2)20世紀(jì)80年代至21世紀(jì)初，通過飛行試驗(yàn)進(jìn)行聲爆深入研究及低聲爆技術(shù)探索的階段，自近場至遠(yuǎn)場地面的全傳播路徑聲爆/低聲爆測試技術(shù)快速發(fā)展，出現(xiàn)了專用的地面和空中聲爆測量系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了聲爆、飛行狀態(tài)、飛行航跡和氣象等參數(shù)的空地一體化測量；(3)21世紀(jì)初至今，新一代低聲爆航空器設(shè)計(jì)研制的技術(shù)驗(yàn)證及適航取證飛行試驗(yàn)的新階段，低聲爆測試技術(shù)探索試驗(yàn)大量開展，全傳播路徑聲爆測試技術(shù)朝著高精度、高可靠性、強(qiáng)環(huán)境適應(yīng)性和智能化的方向進(jìn)一步發(fā)展。聲爆飛行測試技術(shù)發(fā)展趨勢表明，聲爆測量設(shè)施在測量精度、范圍、環(huán)境適應(yīng)性、可靠性等方面有待進(jìn)一步提升，新一代低聲爆航空器的測試技術(shù)還需進(jìn)一步探索。

聲爆測試飛行試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)大、成本高、動用資源多、技術(shù)投入高，進(jìn)行地面聲爆測試面臨多方面的技術(shù)難點(diǎn)。在聲爆測試方面，大量飛行試驗(yàn)項(xiàng)目采用傳聲器陣列進(jìn)行測量[3,6,9-15]，聲陣列尺度達(dá)數(shù)十米至數(shù)千米不等，但由于地面分布范圍大，如何進(jìn)行聲陣列設(shè)計(jì)及測試系統(tǒng)設(shè)計(jì)是聲爆測量的關(guān)鍵。在飛行試驗(yàn)中，還需要對試驗(yàn)對象的飛行狀態(tài)與航跡、地面至空中的氣象條件、測量點(diǎn)位置等進(jìn)行測量[3,6,13]，測試資源多，分布空間范圍廣，方案復(fù)雜。而且，為了能夠準(zhǔn)確測量到被試對象在目標(biāo)飛行狀態(tài)的聲爆，要求被試對象應(yīng)能精確地以相應(yīng)飛行狀態(tài)和航跡通過聲陣列上方，需要合理的飛行設(shè)計(jì)以確保達(dá)到目標(biāo)飛行狀態(tài)和產(chǎn)生目標(biāo)聲爆。

近年來，我國開展了大量的航空器聲爆問題研究[2,12,16]，在聲爆預(yù)測、低聲爆優(yōu)化設(shè)計(jì)以及風(fēng)洞測量等方面取得一定進(jìn)展，迫切需要開展飛行試驗(yàn)進(jìn)行技術(shù)探索和驗(yàn)證，但國內(nèi)飛行試驗(yàn)技術(shù)研究進(jìn)展卻與需求不匹配。據(jù)公開文獻(xiàn)，國內(nèi)的航空器聲爆飛行試驗(yàn)未全面開展，航空工業(yè)空氣動力研究院進(jìn)行了亞軌道飛行器的地面聲爆實(shí)測[17]，中國科學(xué)院聲學(xué)研究所開展了某火箭發(fā)射過程中包括聲爆在內(nèi)的次聲波檢測[18]，總體上看，國內(nèi)在試驗(yàn)平臺、聲爆測試技術(shù)、試驗(yàn)資源等方面仍存在較多技術(shù)空白。基于此，本文開展航空器地面聲爆測試技術(shù)研究，提出基于聲陣列的地面聲爆測試方案，引入系綜平均思想[19]進(jìn)行聲陣列設(shè)計(jì)，根據(jù)航跡切入程序進(jìn)行飛行試驗(yàn)動作設(shè)計(jì)，形成了聲爆-飛行狀態(tài)-飛行航跡-傳播路徑氣象條件等的綜合測試方案。以國產(chǎn)某型殲擊機(jī)為研究對象，開展了多個飛行狀態(tài)的地面聲爆實(shí)測，對該技術(shù)進(jìn)行了應(yīng)用驗(yàn)證。

1 地面聲爆測試方案

1.1 聲爆的傳播特征

在地面聲爆的測試中，測量點(diǎn)遠(yuǎn)離試驗(yàn)對象，在真實(shí)大氣中聲爆從近場向中遠(yuǎn)場的傳播，可以采用增廣Burgers方程來描述。經(jīng)典Burgers方程[20]是基于源于Navier-Stokes方程的非線性Westervelt波動方程得到的，在自由場中，有：

式中：p＇為壓力擾動；x為傳播距離；t＇為傳播延遲時間，且，其中，t是傳播時間；ρ0和c0分別為當(dāng)?shù)馗叨鹊拇髿饷芏群筒ㄋ伲S高度變化而不同；b和β分別為吸收系數(shù)和非線性系數(shù)。

為了考慮真實(shí)非均勻大氣對聲爆傳播的影響，引入大氣非均勻性、幾何擴(kuò)散效應(yīng)和分子弛豫效應(yīng)等的影響，可將式(1)推廣為增廣Burgers方程[21]：

式中：S為聲管面積；(Δc)v為分子弛豫效應(yīng)造成的波速變化量；τv為弛豫時間。

聲爆在向地面?zhèn)鞑サ倪^程中受非均勻大氣的顯著影響[3,21-22]。如圖1所示，激波與膨脹波系向中遠(yuǎn)場傳播過程中發(fā)生復(fù)雜的演化[3]，至遠(yuǎn)場后演化充分，形成由正逾壓(聲爆絕對壓力與時均背景壓力的差值)和負(fù)逾壓過程組成的聲爆信號，典型的遠(yuǎn)場聲爆的逾壓波形接近“N”形或“U”形。在近地面空間范圍內(nèi)，地面對聲爆的傳播會產(chǎn)生很大影響：一方面，地面影響氣象條件，近地面大氣具有更顯著的非均勻性，影響聲爆的傳播演化；另一方面，地面對聲爆會產(chǎn)生散射，改變聲爆的傳播方向，使其進(jìn)一步向近地面空間傳播。

圖1 聲爆在大氣中的傳播特性Fig.1 The Characteristics of sonic boom propagation in the atmosphere

聲爆可以在大氣中非線性遠(yuǎn)距離傳播，如圖2所示，在某一時刻，在聲爆(激波)波陣面與地面的交線上可觀測到聲爆，聲爆的橫向分布范圍可達(dá)幾十甚至上百千米。而且，在非均勻大氣以及地面散射的影響下，還出現(xiàn)多級聲爆毯現(xiàn)象[14]，聲爆特征更加復(fù)雜。

圖2 地面聲爆的分布特征Fig.2 Distribution characteristics of sonic boom on ground surface

1.2 聲爆測量方案

根據(jù)圖1和圖2，地面聲爆的測量需要兼顧沿航線的航向分布和垂直于航線的橫向分布，常用的聲陣列陣型為“十字形”，如圖3(a)所示。實(shí)際飛行試驗(yàn)中，試驗(yàn)條件(飛行狀態(tài)、航跡、大氣條件、聲環(huán)境、地面條件等)難以保持絕對理想，尤其是大氣條件難以嚴(yán)格控制，因此，對于穩(wěn)定飛行狀態(tài)的地面聲爆測量，將聲陣列主方向與航向保持一致，采用多個測點(diǎn)進(jìn)行不同飛行時刻的相同方位的聲爆測量，通過對多個測點(diǎn)結(jié)果進(jìn)行算數(shù)平均來提升聲爆逾壓的測量精度，即采用系綜平均方法，有助于消除試驗(yàn)條件波動的影響。而橫向布置的陣元主要用于評估聲爆沿橫向的分布情況。還需要說明的是，為了提升整個聲爆毯的測量精度，實(shí)際應(yīng)用中可根據(jù)系綜平均方法布置多個陣型相同的“十字形”陣列。

聲陣列每個陣元的布置需要考慮地面對聲爆的散射效應(yīng)，如圖3(b)所示。離地高度選取通常有三種：(1)傳聲器離地高度取人站姿的平均耳位高度，參考常見標(biāo)準(zhǔn)[23]，一般取1.2 m或1.6 m，考察人聽到的聲爆水平；(2)傳聲器布置在地平面，即感壓面位于地平面或距離地面足夠近，消除(通常需要對測試數(shù)據(jù)進(jìn)行自由場換算)地面對聲爆的散射影響，獲得自由場聲爆水平；(3)傳聲器遠(yuǎn)離地面(10米至數(shù)百米)，采用專用架高設(shè)施或者借助于建筑物、地形等，考察經(jīng)地面散射后的聲爆水平。

圖3 聲陣列布置Fig.3 Layout of microphone array

地面聲爆測量一般采用大尺度聲陣列，為了降低測量信號遠(yuǎn)距離傳輸以及系統(tǒng)設(shè)計(jì)、控制和維護(hù)難度，且可在任意關(guān)注的區(qū)域進(jìn)行測量，一般采用分布式測試系統(tǒng)設(shè)計(jì)。圖4所示為典型的用于地面聲爆測量的測試系統(tǒng)，其以聲陣列為核心，根據(jù)陣型分布式布置，各子系統(tǒng)可獨(dú)立工作和在當(dāng)?shù)剡M(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理，各子系統(tǒng)之間采用統(tǒng)一的時間基準(zhǔn)，各子系統(tǒng)測量數(shù)據(jù)經(jīng)預(yù)處理后通過有限或無線網(wǎng)絡(luò)傳輸至測量控制站。

圖4 分布式地面聲爆測量系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案Fig.4 Block diagram of the distributed measurement system of sonic boom on ground surface

1.3 基于航跡切入程序的飛行動作設(shè)計(jì)

采用航跡切入程序可以連續(xù)進(jìn)行聲爆測試，通過一處聲爆測量場地可以測量多種飛行狀態(tài)的聲爆，降低了對試驗(yàn)對象、測量場地、測試設(shè)施的要求，提升試驗(yàn)效率，降低試驗(yàn)成本。如圖5所示，飛機(jī)可根據(jù)飛行性能和空域等選擇飛行航線，自A1/A2點(diǎn)切入目標(biāo)飛行航跡，開始調(diào)整飛行狀態(tài)，至B1/B2點(diǎn)達(dá)到目標(biāo)飛行狀態(tài)，試驗(yàn)動作正式開始，保持目標(biāo)飛行狀態(tài)沿目標(biāo)飛行航跡飛行至C1/C2點(diǎn)，即完成一次聲爆測試，飛機(jī)繼續(xù)飛往D1/D2點(diǎn)，然后改出目標(biāo)飛行航跡和飛行狀態(tài)，飛往A1/A2點(diǎn)按照同樣的程序執(zhí)行下一個試驗(yàn)動作，直至所有試驗(yàn)動作完成或需要返場。

圖5 采用航跡切入程序進(jìn)行試驗(yàn)動作設(shè)計(jì)Fig.5 Schematic diagram of flight path intercept procedure for flight test run design

采用航跡切入程序時，試驗(yàn)對象以較高的飛行速度切入目標(biāo)航跡，需要快速將飛行狀態(tài)和構(gòu)型調(diào)整到目標(biāo)狀態(tài)，飛越聲陣列布置區(qū)域后，應(yīng)繼續(xù)保持足夠的目標(biāo)狀態(tài)飛行時長，直至實(shí)測聲爆信號衰減至接近背景噪聲水平后方可改出當(dāng)前飛行狀態(tài)。

地面聲爆測試對空域和試驗(yàn)場有特定要求：(1)應(yīng)具有足夠大的飛行空域，有適宜飛行和測量的自然環(huán)境；(2)考慮聲爆對人以及地面附著物的潛在危害，場地應(yīng)選擇在可承受破壞或人類生產(chǎn)生活較少的地方；(3)聲爆測量區(qū)域具有大范圍平坦的地形地貌，無遮擋和阻礙聲爆傳播的地面附著物，可進(jìn)行場地改造或環(huán)境構(gòu)建；(4)試驗(yàn)期間試驗(yàn)空域內(nèi)無其他飛行噪聲，無人類生產(chǎn)生活或自然界噪聲干擾測量。

1.4 綜合測量方案

進(jìn)行地面聲爆測試還需要對試驗(yàn)對象的飛行狀態(tài)、飛行航跡進(jìn)行測量，對聲爆全傳播路徑上的大氣象條件進(jìn)行測量，在試驗(yàn)前需要完成測量點(diǎn)位置的測量。聲爆-飛行狀態(tài)參數(shù)-飛行航跡-氣象條件等參數(shù)的綜合測試方案如圖6所示。

圖6 綜合測量方案Fig.6 Block diagram of comprehensive measurement scheme

飛行狀態(tài)參數(shù)的測量通常采用機(jī)載測試系統(tǒng)，測量參數(shù)包括速度、高度、構(gòu)型、姿態(tài)等。飛行航跡可采用衛(wèi)星定位系統(tǒng)(GPS/北斗)進(jìn)行連續(xù)定位，通過差分來提高精度。聲爆測量點(diǎn)的位置也采用衛(wèi)星定位系統(tǒng)進(jìn)行定位測量，通過差分來提高精度。氣象條件測量主要用于考察傳播路徑上的大氣條件對聲爆傳播特性的影響，測量參數(shù)包括溫度、濕度、風(fēng)速、風(fēng)向、大氣壓等，通常采用地面站和空中氣象測量設(shè)施進(jìn)行測量。地面氣象測量位置應(yīng)盡可能靠近聲爆測量點(diǎn)，聲陣列布置范圍較大時[3,20]，需要布置多個地面氣象站，而空中氣象測量的區(qū)域應(yīng)覆蓋聲爆的整個傳播路徑，氣象測量應(yīng)盡可能與聲爆測量同步。所有參數(shù)測量采用統(tǒng)一的時間基準(zhǔn)，一般采用衛(wèi)星定位系統(tǒng)(GPS/北斗)時間。

2 某型飛機(jī)地面聲爆測試與分析

2.1 試驗(yàn)方法

選擇某型國產(chǎn)殲擊機(jī)為試驗(yàn)對象，進(jìn)行不同飛行狀態(tài)的地面聲爆測試，進(jìn)行本文提出的測試方案驗(yàn)證，重點(diǎn)關(guān)注穩(wěn)定飛行狀態(tài)產(chǎn)生的聲爆特征和沿航跡方向的聲爆水平，測試方案如圖7所示，圖中Ma為馬赫數(shù)。

圖7 某型殲擊機(jī)地面聲爆測試方案的圖解Fig.7 Arrangement illustration of measuring the sonic boom of a certain fighter aircraft on ground surface

采用由高聲壓傳聲器組成的十字形聲陣列設(shè)施進(jìn)行聲爆測量。圖8為以聲陣列為核心的地面測試設(shè)施布置，聲陣列主方向沿目標(biāo)飛行航跡地面投影，采用分布式測試系統(tǒng)，主要由3組聲陣列子系統(tǒng)組成；聲陣列設(shè)計(jì)尺寸為480 m(橫向)×1 200 m(航向)，共15個測量點(diǎn)，其中測量點(diǎn)1～11沿航向等間隔布置，測量點(diǎn)12和13沿橫向等間隔布置。測量點(diǎn)1～13的傳聲器采用圖3(b)中第一種安裝方式，感壓面近似位于地平面內(nèi)，測量點(diǎn)14和15布置在測量點(diǎn)6附近(3個測量點(diǎn)之間間隔一定距離，避免測量干擾)，安裝高度分別為1.6 m和10 m。試驗(yàn)前，對所有聲爆測量點(diǎn)采用差分GPS設(shè)備進(jìn)行定位測量，實(shí)際測量點(diǎn)位置與目標(biāo)位置偏差不大于2 m。

采用航跡切入程序進(jìn)行飛行試驗(yàn)，如圖7所示，試驗(yàn)飛機(jī)切入位于聲陣列正上方的目標(biāo)航線后，迅速調(diào)整至目標(biāo)高度、速度、姿態(tài)、構(gòu)型后保持不變，勻速直線飛越聲陣列，直至所有測量點(diǎn)測得的聲爆信號衰減至背景噪聲水平后，該試驗(yàn)動作結(jié)束。現(xiàn)場設(shè)置了兩組飛行標(biāo)識，用于引導(dǎo)飛行航線。

試驗(yàn)中，在聲爆測量的同時，同步進(jìn)行飛行狀態(tài)參數(shù)、飛行航跡和試驗(yàn)場地面至空中氣象條件的測量。所有測試系統(tǒng)統(tǒng)一采用GPS時間進(jìn)行同步。地面至空中大氣氣象條件測量站的布置位置如圖8(a)，距離最遠(yuǎn)的測量點(diǎn)的距離不大于1.0 km。在聲陣列中心附近設(shè)置了現(xiàn)場測試控制站，對聲爆測試系統(tǒng)、氣象條件測試系統(tǒng)進(jìn)行控制和測試結(jié)果預(yù)處理，同時與飛行控制中心通信。

圖8 地面測試系統(tǒng)布置和傳聲器安裝Fig.8 Arrangement of ground measurement system and microphone installation

該系列飛行試驗(yàn)共進(jìn)行了3組試驗(yàn)動作，試驗(yàn)動作概況如表1所示。試驗(yàn)動作1和試驗(yàn)動作2為超低空飛行狀態(tài)，飛行狀態(tài)、航跡基本相同，用于進(jìn)行聲爆測量的準(zhǔn)確度、可重復(fù)性驗(yàn)證。試驗(yàn)動作3為高空超聲速巡航狀態(tài)，通過該試驗(yàn)動作進(jìn)一步驗(yàn)證測試方案的適用性和可靠度。

表1 飛行試驗(yàn)動作概況Table 1 Overview of flight test runs

2.2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

飛行試驗(yàn)選擇在無降水、動作區(qū)無云、地面風(fēng)速小且風(fēng)向穩(wěn)定的氣象條件進(jìn)行，圖9為具有代表性的試驗(yàn)動作1執(zhí)行期間(聲爆產(chǎn)生時刻前后各30 s的平均)地面至空中氣象條件的測試結(jié)果，地面溫度為-3.1℃，地面相對濕度(RH)為57.4%，地面大氣壓為863.5 hPa，風(fēng)速為3.4 m·s-1，風(fēng)向東偏南48°。

圖9 試驗(yàn)動作1的大氣條件測試結(jié)果Fig.9 Meteorological condition measurement results of test run 1

圖10和圖11分別給出了3組試驗(yàn)動作的實(shí)測聲爆逾壓時間歷程和逾壓極值的對比。根據(jù)圖10，3組試驗(yàn)動作中所有測量點(diǎn)自左至右依次接收到聲爆信號，試驗(yàn)動作1和2的聲爆波形近似為“N”形與“U”形的組合，試驗(yàn)動作3聲爆波形表現(xiàn)出更明顯的“N”形特征。該型飛機(jī)在平飛狀態(tài)、巡航構(gòu)型下，其頭部、機(jī)翼、尾部等產(chǎn)生的激波和膨脹波波系是聲爆的主要成分，試驗(yàn)動作1和2為超低空飛行，離地較近，從逾壓波形能看出，波系的合并演化仍在發(fā)展中，聲爆逾壓波形尚未演化至常見的“N”形或“U”形，波形中包含一系列峰值，表現(xiàn)出典型的中場特征。而試驗(yàn)動作3離地高度較高，約為前兩組的5倍，波形演化相對充分，聲爆逾壓波形更接近“N”形或“U”形。這一特征與文獻(xiàn)[3]中NASA開展的SR-71的聲爆試驗(yàn)測量結(jié)果較為一致。

圖10 聲爆逾壓時間歷程測量結(jié)果Fig.10 Measurement results of the over-pressure history of sonic boom

圖11 聲爆逾壓極值對比Fig.11 Comparison of maximal and minimal over-pressure values of sonic boom

圖11中，采用系綜平均法對陣列主方向上的測量點(diǎn)1至測量點(diǎn)11的逾壓進(jìn)行了平均計(jì)算，平均值在圖中用直線給出。根據(jù)Steven’s Mark Ⅶ響度計(jì)算法[24]，試驗(yàn)動作1和2的聲爆平均感覺響度級約120 PLdB，試驗(yàn)動作3的聲爆平均感覺響度級約96 PLdB。

結(jié)合圖10和圖11可以看出，相比于試驗(yàn)動作1，試驗(yàn)動作2的正逾壓極值的平均值相差5%，最大負(fù)逾壓極值的平均值相差6%，考慮到兩次試驗(yàn)的大氣條件和飛機(jī)飛行狀態(tài)并非理想上的完全一致，可認(rèn)為試驗(yàn)動作1和試驗(yàn)動作2獲得了相近的測試結(jié)果。這說明對于同一目標(biāo)試驗(yàn)動作，本文的測試方案能夠可靠且可重復(fù)地進(jìn)行聲爆測量。還可看出，盡管試驗(yàn)動作1和試驗(yàn)動作2中飛機(jī)沿陣列主方向可能保持勻速直線飛行，但每個試驗(yàn)動作的聲陣列主方向上的測量點(diǎn)1～11所測的逾壓有一定差異，這證明了采用沿航向布置大尺度聲陣列的主方向進(jìn)行聲爆測量的必要性，即借助系綜平均法可減弱試驗(yàn)條件不嚴(yán)格一致對聲爆測量的影響，提升測試精度。同時上述分析也表明，聲陣列陣型及飛行狀態(tài)需統(tǒng)籌設(shè)計(jì)，這是聲爆測試方案的關(guān)鍵。

需要說明的是，從圖10和圖11中每個飛行動作的橫向聲爆測量點(diǎn)12和13的測量結(jié)果看，其逾壓波形和極值與陣列主方向上的測量點(diǎn)的結(jié)果相近，無法反映聲爆水平隨著橫向距離的變化趨勢。實(shí)際上，該聲爆測試飛行試驗(yàn)的目的是進(jìn)行技術(shù)方案的驗(yàn)證，主要關(guān)注飛行航跡下方的沿航向的聲爆水平對比。因此，對于以分析聲爆毯橫向分布特征或截?cái)帱c(diǎn)為研究目的的情況，應(yīng)加大聲陣列的橫向尺度，或采用航跡切入法，將航向調(diào)整為沿聲陣列的y方向飛行，將原聲陣列的x方向變換為橫向。

為分析地面對聲爆的散射影響，圖12給出了測量點(diǎn)6和不同離地高度的測量點(diǎn)14、測量點(diǎn)15的逾壓波形對比，這3個測量點(diǎn)的現(xiàn)場布置見圖8(b)?？梢钥闯?，不同離地高度的測量點(diǎn)波形有較大差異。位于地平面的測量點(diǎn)6，測量結(jié)果基本不受地面散射的影響，保留了自由場情況的波形特征，較好地反映了該型殲擊機(jī)頭部、機(jī)身和尾部波系抵達(dá)地面的情形。對于離地有一定高度的測量點(diǎn)14、15，測得的聲爆信號包含直達(dá)信號和地面散射信號，且兩者到達(dá)傳聲器的時刻不相同，導(dǎo)致其波形和幅值相對于自由場發(fā)生畸變，盡管與飛機(jī)產(chǎn)生的未受地面污染的聲爆的特征有較大差異，但這是相應(yīng)高度上人或者結(jié)構(gòu)感受到的聲爆的實(shí)際情形，具有實(shí)際意義。這一結(jié)果表明，進(jìn)行地面聲爆測試需要考慮試驗(yàn)的目的，選擇恰當(dāng)?shù)膫髀暺麟x地高度和安裝方式，采用在地面平面內(nèi)安裝的方式能更好地獲取飛機(jī)真實(shí)的聲爆特征。

圖12 試驗(yàn)動作2不同離地高度的聲爆測量點(diǎn)的逾壓波形對比Fig.12 Comparison of sonic boom waveforms on ground and near ground at the measuring points of flight test run 2

3 結(jié)論

本文開展了基于聲陣列的地面聲爆測試技術(shù)研究，采用系綜平均法進(jìn)行聲陣列設(shè)計(jì)，形成了聲爆-飛行狀態(tài)-飛行航跡-大氣條件綜合測試技術(shù)方案，通過某型殲擊機(jī)的地面聲爆測試對提出的技術(shù)方案進(jìn)行了驗(yàn)證和應(yīng)用分析。采用所提出的方案進(jìn)行了多次地面聲爆測試和相關(guān)參數(shù)綜合測試。測試結(jié)果表明該方案合理可行，相同目標(biāo)狀態(tài)的試驗(yàn)結(jié)果一致性好，通過系綜平均分析可提升穩(wěn)定飛行狀態(tài)的聲爆測試精度，采用三類傳聲器安裝方式可分析地面對聲爆的散射影響。

飛機(jī)聲爆的傳播特征和空間分布復(fù)雜，飛行試驗(yàn)技術(shù)投入高、動用資源多。本文研究聚焦于地面聲爆的測試技術(shù)方案設(shè)計(jì)和試驗(yàn)驗(yàn)證，下一步研究將關(guān)注以下方面：(1)開展大尺度聲陣列陣型設(shè)計(jì)和基于航跡切入程序的飛行動作設(shè)計(jì)方法研究，進(jìn)行聲爆橫向分布特性測試；(2)開展聲爆自空中至地面的全傳播路徑測試技術(shù)研究，并進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。