超聲速飛行器聲爆飛行試驗與聲爆預測評估

瞿麗霞，韓 碩，宋亞輝，徐 悅，張躍林

(1. 中國航空研究院，北京 100012；2. 中國飛行試驗研究院，西安 710089)

0 引言

聲爆問題是超聲速民機發展中的重要研究課題[1-3]。聲爆問題研究手段主要有三種：數值模擬、風洞試驗和飛行試驗[4]。數值模擬由于受建模不確定性、計算誤差等因素的影響[5-8]，需要聲爆飛行測試數據進行數值模擬程序驗證[9-11]。風洞試驗由于受試驗段和模型尺寸的限制，測量僅限于近場和中間場，且模型周圍的介質并不代表真實大氣，因此存在一定的局限性[4,12]。聲爆飛行試驗是研究聲爆特性的最直接手段，可以得到近場和中場的聲爆信號以及所有重要的地面測試數據，進而真實了解超聲速飛機聲爆的產生和傳播過程，以及飛機機動飛行和大氣湍流等對聲爆的影響等，實測數據可用于驗證聲爆預測方法和低聲爆設計技術。因此，針對超聲速飛行的飛機開展聲爆飛行試驗對發展聲爆預測技術和低聲爆飛行器設計具有重要意義。

美國在聲爆領域已經進行了近七十年的探索研究[4]，從大量的聲爆風洞試驗和飛行試驗入手，逐步發展完善了以空間壓力信號捕捉為特征的聲爆試驗技術，將豐富的聲爆實測數據與聲爆效應基本原理相結合，構建起波形參數法[13]、增廣Burgers方程[14]等線性、非線性聲爆預測方法理論基礎，開發了具有工程實用價值的PCBOOM、sBOOM等聲爆預測分析工具。在聲爆飛行試驗研究領域，美國已建立了豐富的超聲速流場數據庫，包括F-100、B-58、XB-70、SR-71、F-5E/靜音錐、SSBD等典型超聲速飛行器的近、中、遠場聲爆信號[4]，用于掌握和分析聲爆信號的產生、傳播特性，可為新一代超聲速低聲爆飛行器設計提供數據支持。日本JAXA圍繞低聲爆設計技術驗證開展了D-SEND系列項目[15]，通過從高空投放模型達到超聲速飛行狀態并進行聲爆信號測試，以驗證其低聲爆設計技術。歐盟與俄羅斯在RUMBLE項目里也開展了聲爆飛行試驗相關研究[16]。可見，國外已經積累了比較豐富的聲爆飛行實測數據和試驗技術，可用于驗證近年來發展研制的各類聲爆預測程序以及低聲爆設計技術。

國內對超聲速飛行器聲爆特性的研究起步相對較晚，前期主要針對聲爆預測方法開展了大量研究[17-21]。近幾年在聲爆風洞試驗中開展了聲爆近場空間壓力測量技術研究[12]，可為近場聲爆預測方法提供驗證數據。中國航空工業空氣動力研究院[22]對亞軌道火箭動力飛行器OS-X0試驗模型開展了地面聲爆信號測量和數值模擬分析，得到了真實大氣條件下高馬赫數（Ma= 3～6）飛行器飛行的4個測試點聲爆數據，數值模擬預測中未考慮大氣湍流和高空大氣風場等影響因素。對于需要考慮真實大氣影響的遠場傳播計算方法，還需要更多更豐富的飛行試驗數據來驗證。國內尚未見有關超聲速飛機聲爆飛行試驗研究的報道。

中國航空研究院于2020年底聯合中國飛行試驗研究院成功開展了國內首次超聲速飛機聲爆專項測試飛行試驗。本文詳細闡述了本次飛行試驗的測試方案、測試結果，并結合數值模擬結果進行了對比分析。飛行試驗數據與數值模擬結果吻合相對較好，初步驗證了聲爆預測工具的可靠性。研究工作可為后續超聲速飛機聲爆飛行試驗開展提供經驗借鑒，并可為發展超聲速民機低聲爆設計提供技術支撐。

1 聲爆飛行試驗

聲爆專項試飛前，首先根據聲爆試飛的試驗要求和所需驗證的飛機性能，詳細設計了飛機飛越聲爆測試陣列上空時的飛行狀態（包括飛行姿態、飛行高度、飛行馬赫數和飛行軌跡）。然后根據設計的飛機試飛航跡，預估了地面聲爆的強度、持續時間等特征信息，結合試驗當地溫濕度、氣壓等氣象條件，選取滿足試驗聲爆特性的聲爆測試設備，并形成完整的測試方案。飛機按設計飛行狀態飛過地面聲爆測試陣列上空時，按照測試方案進行了飛行軌跡、聲爆信號、實時氣象等數據采集，獲得了真實大氣條件下的大量重要實測數據。

該系列飛行試驗主要進行低空和高空超聲速勻速直線平飛狀態的地面聲爆測量。飛行試驗狀態點概況見表1，其中Hp為氣壓高度。試驗狀態點（以下簡稱試驗點）的設計基于以下兩點：一是考察飛機在不同高度和不同速度飛行狀態下的聲爆特征；二是檢驗聲爆飛行試驗方案和聲爆測量技術。飛行試驗對大范圍的地面聲爆信號進行了測量，其中試驗點1執行2次，每次試驗持續時間不少于120 s，通過測量陣列前、通過測量陣列后這兩個時間段各保持不低于60 s；試驗點2執行1次，試驗點持續時間不少于480 s，通過測量陣列前、通過測量陣列后這兩個時間段各保持不低于240 s。

表1 飛行試驗狀態點概況Table 1 Overview of flight measurement program

下面對試驗環境和條件、測量點布置、測試系統設計和試驗方法進行簡要介紹。

1.1 試驗環境和條件

聲爆測試場地選擇在被測飛機超聲速飛行空域的航線正下方，測量區域與飛行航跡如圖1所示。測試場地簡要情況如下：

圖1 測量區域與飛行航跡Fig. 1 Measurement area and flight path

1）試驗場地為不小于2 km×2 km范圍的平坦開闊區域，無大范圍積雪或積水，植被稀少且植被高度較低，無地面附著物遮擋激波傳播路徑，常年干旱少雨，聲環境和氣象環境良好。

2）試驗期間，以傳聲器地面投影為頂點的錐形空間內（軸線與地面垂直半角為80°），無顯著影響飛機聲場的障礙物。

3）試驗期間，無其他飛機噪聲、汽車噪聲、工農業噪聲等干擾，在頻率10～10000 Hz （1/3倍頻帶中心頻率）范圍內，背景噪聲比被測聲爆低3 dB以上。

4）試驗期間氣象條件需滿足無降水，相對濕度5%～95%，環境溫度?20 ℃～10 ℃，能見度不低于5 km，地面附近沒有溫度逆增和不規則風向。

1.2 測點布置

圖2給出了聲爆飛行試驗測試系統測量陣列布置方案。地面聲爆采用位于飛行航跡正下方的由高聲壓傳聲器組成的十字形聲陣列進行測量，共計13個測量點，陣列主方向沿飛行航跡方向，長度為1200 m，垂直于航跡方向的長度為400 m。在航跡下游布置氣象站，實時進行地面與空中氣象參數（包括溫度、濕度、氣壓、風速等）測量。試驗前，采用差分GPS設備對聲爆測量陣列的每個陣元進行精確定位，表2給出了地面聲爆測量陣列各測量點位置的實測值。

圖2 聲爆飛行試驗測試系統測量陣列布置方案Fig. 2 Layout of the sonic boom measurement system

表2 地面聲爆測量陣列各測量點位置的實測值Table 2 Location of ground sonic boom measurement array

1.3 測試系統

本次聲爆飛行試驗主要進行了三個方面的參數測量：地面聲爆特性測量、飛行狀態參數/飛行航跡測量、試驗場氣象條件測量。測量采用統一的GPS時間基準進行數據同步。設計的聲爆飛行試驗測試系統原理圖如圖3所示。圖4給出了聲爆飛行試驗測量設施場地布置示意圖。

圖3 聲爆飛行試驗測試系統原理圖Fig. 3 Schematic of the sonic boom flight test system

圖4 聲爆飛行試驗測量設施場地布置示意圖Fig. 4 Layout of sonic boom flight measurement system

1.4 試驗方法

試驗飛機按照表1擬定的試驗點飛行，即，以給定馬赫數在不同高度進行穩定平飛的狀態下產生目標聲爆。圖5給出了飛行試驗方法示意圖。飛機分別沿圖中3 km和11 km高度設計航跡飛行，聲爆測量點陣列全部布置在飛行航跡正下方，陣列主方向與飛行目標航跡保持平行，飛機在飛行至圖1所示的飛行航跡切入點時調整至表1擬定的試驗狀態，確保以目標狀態飛越聲爆測量陣列。切入點的確定主要考慮飛機的基本飛行性能、操穩特性和飛行員操作效能，根據飛行速度、測量區域位置，飛機飛行至航跡切入點后直至航跡切出點之間需保持飛行狀態不變。航跡切出點的確定原則是飛機盡可能遠離測量區域，不影響任何測量點的聲爆測量，同時考慮飛機超聲速飛行性能和空域限制等條件。執行試驗期間，測試系統連續進行聲爆、地面與空中氣象、飛行狀態、飛行航跡等參數的測量。

圖5 飛行試驗方法示意圖Fig. 5 In-flight test method

試驗中，首先執行了2次試驗點1，對聲爆測試方案進行可靠性驗證。隨后，執行了1次試驗點2，對較高飛行高度和較大飛行馬赫數狀態的聲爆測試方案進行檢驗。

2 數值模擬方法

飛行器超聲速飛行時，空氣在機體附近被強烈壓縮，機體后方產生圓錐狀的聲學擾動，其產生的聲爆在真實大氣中的傳播過程如圖6所示。

圖6 聲爆在真實大氣中傳播過程示意圖Fig. 6 Sketch of the propagation of sonic boom in real atmosphere

圖7給出了聲爆預測計算域示意圖。中國航空研究院開發的聲爆數值模擬軟件CBoom，是集成了CFD數值模擬方法、遠場傳播模型組合、主觀響應評價方法的混合預測方法，可實現完整航線內的聲爆預測與評估。

圖7 聲爆預測計算域示意圖Fig. 7 Calculation domain for sonic boom prediction

采用已經過充分驗證的CFD方法求解三維Euler方程預測近場聲爆信號[19]，利用基于增廣Burgers方程的遠場傳播程序預測遠場聲爆信號的傳播過程[20]，并計算得到地面聲爆信號（地面反射因子取值1.9）。選擇史蒂文斯響度法作為聲爆總響度級的計算方法[21]，開展地面聲爆信號的主觀響應評估。

3 結果分析與討論

3.1 飛行試驗概況

本次聲爆飛行試驗共完成3架次，取得3組有效試驗數據（聲爆過壓信號、地面與空中氣象、飛行狀態與飛行航跡），飛行試驗概況見表3。其中，Hp為被測飛機的氣壓高度，HG為被測飛機離地高度。

表3 飛行試驗概況Table 3 Overview of flight tests

3個架次測得的聲爆信號過壓峰值分布見圖8。其中，Fx1和Fx2架次飛行試驗測得的聲爆信號波形測試數據重復性較好，聲爆信號頭激波峰值相對誤差在18%左右，尾激波峰值相對誤差在8%左右，驗證了聲爆飛行測試試驗方案的可靠性。Fx3架次由于飛行高度較高，聲爆信號過壓峰值相對前兩個架次大幅減小。

圖8 實測聲爆信號的過壓峰值Fig. 8 Peak over-pressure of the measured sonic boom signature

為了考察飛行航跡正下方及一定方位角的實測數據，結合Fx1和Fx3的典型測點數據，采用第2節介紹的數值方法對被測飛機超聲速飛行產生的聲爆信號進行數值預測，并將預測結果與飛行實測數據進行對比分析。

3.2 Fx1架次飛行試驗與數值模擬結果對比分析

從飛行航跡測試數據來看，被測飛機在Fx1架次飛行試驗時，基本按照預定的飛行路徑從測試陣列正上方飛過。圖9和圖10給出了聲爆測試信號，分別來自于已校準和定位的13個沿著航跡分布的測點。可見，沿航跡正下方的信號波形具有顯著相似性。

圖9 聲爆測試信號（Fx1，1#～11#測量點，y = 0）Fig. 9 Measured sonic boom signature (Fx1, 1#～11#, y = 0)

圖10 聲爆測試信號（Fx1，6#、12#、13#測量點，x = 0）Fig. 10 Measured sonic boom signatures (Fx1, 6#,12#,13#, x = 0)

圖11中給出了Fx1架次飛行試驗過程中，聲爆信號測試時刻對應的地面/空中氣象測試結果，可用作后續遠場傳播程序的計算輸入。

圖11 地面/空中氣象測試結果（Fx1）Fig. 11 Meteorological conditions for the flight test Fx1

3.2.1 近場聲爆信號傳播到遠場的演變過程分析

根據被測飛機的飛行狀態，對巡航馬赫數1.23、巡航高度1.72 km、不考慮動力影響的簡化模型，采用CFD方法預測得到近場聲爆信號。CFD計算得到的近場過壓云圖如圖12所示，圖中給出了對稱面及距離飛機軸線3倍、5倍機身長度（H/L= 3和H/L= 5，H為距離飛機軸線間距，L為模型長度）處的過壓云圖。

圖12 CFD計算得到的近場過壓云圖（Ma = 1.23）Fig. 12 Near-field over-pressure contours calculated by CFD (Ma = 1.23)

圖13給出了飛機正下方的近場過壓信號隨距離機身間距（H/L= 1，2，3，5，10）變化情況。在3倍機身距離內，可觀測到復雜的鋸齒狀聲爆信號，激波分別來自機頭和座艙蓋，隨后是一個較強的機翼激波。隨著距離增大，整個聲爆信號的長度增加，過壓減小，機翼前緣激波向頭激波移動并趨于合并。

圖13 飛機正下方的近場過壓信號隨距離機身間距變化情況，H/L = 1～10（Ma = 1.23）Fig. 13 Variation of on-track overpressure signatures with the distance from the aircraft, H/L = 1～10（Ma = 1.23）

采用上述不同H/L值對應的近場信號進行遠場傳播計算，研究表明：3倍左右機身長度處提取的近場信號作為遠場傳播方程的輸入，具有較高的可信度。因此，以H/L= 3位置處提取的近場過壓信號作為輸入，采用基于增廣Burgers方程的遠場傳播程序，預測得到了不同離地高度處（HALT表示遠場波形離地高度，HALT= 0 m即為地面）的遠場波形。圖14給出了近場過壓信號傳播到遠場地面的演變過程。可見，隨著與機身之間距離的增大，聲爆波形逐漸演變為接近N波形態，聲爆信號強度大幅衰減，對應的過壓峰值大幅減小，但持續時間有所增加。尤其是在HALT= 1.0～1.5 km范圍內，聲爆信號過壓峰值衰減迅速。但是由于被測飛機在Fx1架次飛行試驗過程中，飛行的離地高度HG只有1.72 km，距離地面測試陣列較近，所測得的聲爆信號尚未完全發展為典型N波形態。

圖14 近場過壓信號傳播到遠場地面的演變過程（Ma = 1.23，H/L = 3）Fig. 14 Propagation process of over-pressure from H/L = 3 to the ground (Ma = 1.23)

在距離飛機軸線3倍機身長度處（H/L= 3）提取近場過壓分布（圖15a），選取若干個典型周向角（?）位置的聲爆過壓信號（圖15b）作為輸入，預測其傳播到遠場的地面聲爆信號如圖16（a）所示。可見，在馬赫數1.23的飛行條件下，被測飛機所產生的聲爆信號傳播側向截止點在?= 69°位置。飛機正下方的聲爆信號過壓峰值最大，持續時間最短；隨周向角增大，過壓峰值和持續時間呈單調變化。圖16（b）給出了聲爆傳播射線及地面影響域的預測結果。在無風條件下，聲爆由飛機向地面傳播的射線組相對于xz平面（飛行軌跡所在的垂直面）呈對稱分布，其所形成的地面影響域在xy平面（地面）上的投影線也呈對稱分布。射線與地面相交的最大周向角為69°，最小周向角為?69°。

圖15 H/L = 3圓柱面上典型周向角聲爆信號預測值（Ma = 1.23）Fig. 15 Predicted sonic boom signatures on cylindrical surface with H/L = 3 at typical circumferential angle (Ma = 1.23)

圖16 H/L = 3圓柱面上典型周向角聲爆信號傳播到地面的預測結果（Ma = 1.23）Fig. 16 Predicted ground sonic boom signatures propagating from typical circumferential angle on cylindrical surface at H/L = 3 (Ma = 1.23)

3.2.2 數值模擬結果與飛行試驗數據對比分析

圖17給出了Fx1架次飛行試驗過程中6#、12#、13#測點對應的飛行試驗實測數據與CBoom數值模擬結果的對比。由6#測點（Fx1_P6）的結果可見：除了尾部發動機噴流激波（圖17右側）外，實測數據與預測得到飛機航跡正下方（?= 0°）的頭激波、機翼前緣激波峰值都吻合較好，相對誤差小于5%；聲爆信號基本形態一致，持續時間比較接近。由此表明，聲爆信號的預測值與飛行試驗測量值具有很好的相關性。

圖17 地面聲爆過壓信號對比（Ma = 1.23）Fig. 17 Comparison of ground over-pressure (Ma = 1.23)

但是，12#、13#、6#三個測點測得的聲爆過壓峰值發生了顯著變化（12#、13#測點與6#測點相距僅120 m，位于被測飛機側向±6.63°），分析推測這極有可能是與大氣條件相關的聲爆信號波形變化導致的，由此推論，與大氣層相關的微觀大氣效應對聲爆信號的綜合影響非常重要。

根據Fx1架次飛行試驗與預測得到的地面聲爆信號，采用史蒂文斯響度法計算了H/L= 3處、不同周向角的近場過壓信號傳播到遠場的聲爆信號對應的響度級。飛機飛過測試陣列正上方時，地面聲爆響度級對比如圖18所示。實測數據的響度級均值為120.3 PLdB，預測數據得到的響度級為123.0 PLdB，誤差在±3 PLdB以內。

圖18 地面聲爆信號響度級對比（Ma = 1.23）Fig. 18 Comparison of loudness levels for ground sonic boom signatures (Ma = 1.23)

3.3 Fx3架次飛行試驗與數值模擬結果對比分析

從飛行航跡測試數據來看，被測飛機在Fx3架次飛行試驗時，飛機距離地面較遠。圖19和圖20給出了13個測點聲爆測試信號。這些測量值可以用于分析聲爆信號與方位角之間的關系。圖21給出了Fx3架次飛行試驗過程中，聲爆信號測試時刻對應的地面/空中氣象測試結果。

圖19 聲爆測試信號（Fx3，1#-11#測量點，y = 0）Fig. 19 Measured sonic boom signature (Fx3, 1#-11#, y = 0)

圖20 聲爆測試信號（Fx3，6#、12#、13#測量點，x = 0）Fig. 20 Measured sonic boom signature (Fx3, 6#,12#,13#, x = 0)

圖21 地面/空中氣象測試結果（Fx3）Fig. 21 Measured ground/air weather results (Fx3)

3.3.1 近場聲爆信號傳播到遠場的演變過程分析

根據被測飛機的飛行狀態，對巡航馬赫數1.49、巡航高度8.74 km、不考慮動力影響的簡化模型，采用CFD方法計算得到的近場過壓云圖如圖22所示，包括對稱面以及距離飛機軸線3倍、5倍機身長度處的過壓云圖。

圖22 CFD計算得到的近場過壓云圖（Ma = 1.49）Fig. 22 Near-field over-pressure contours calculated by CFD (Ma = 1.49)

圖23給出了不同位置（H/L= 1，2，3，5，10）的近場過壓信號。波形變化趨勢與第3.2.1節情況類似。

圖23 飛行器正下方過壓信號隨距離機身間距變化情況，H/L = 1～10（Ma = 1.49）Fig. 23 Variation of on-track over-pressure signatures with the distance from the aircraft, H/L = 1～10（Ma = 1.49）

圖24給出了以H/L= 3位置處提取的近場過壓信號作為輸入，采用基于增廣Burgers方程遠場傳播程序，預測得到的近場過壓信號傳播到遠場地面的演變過程，趨勢與第3.2.1節情況類似。其中，在HALT=6.0～8.0 km范圍內，聲爆信號過壓峰值衰減最快。聲爆波形在離地5.0 km高度附近已完全發展為典型N波形態，然后波形基本保持不變地傳播到了地面。

圖24 近場過壓信號傳播到遠場地面的演變過程（Ma = 1.49，H/L = 3）Fig. 24 Propagation of over-pressure from H/L = 3 to the ground (Ma = 1.49)

圖25給出了在馬赫數1.49飛行條件下，距離飛機軸線3倍機身長度處（H/L= 3）的圓柱面上典型周向角聲爆信號預測值。圖26所示為H/L= 3圓柱面上典型周向角聲爆信號傳播到地面的預測結果，信號總體變化趨勢與3.2.1節類似。其中，被測飛機所產生的聲爆信號傳播側向截止點約在周向角52°位置。

圖25 H/L = 3圓柱面上典型周向角聲爆信號預測值（Ma = 1.49）Fig. 25 Predicted sonic boom on a cylindrical surface with H/L = 3 at typical circumferential angle (Ma = 1.49)

圖26 H/L = 3圓柱面上典型周向角聲爆信號傳播到地面的預測結果（Ma = 1.49）Fig. 26 Predicted ground signatures propagating from typical circumferential angle sonic boom signal on cylindrical surface at H/L = 3 (Ma = 1.49)

3.3.2 數值模擬結果與飛行試驗數據對比分析

圖27給出了Fx3架次飛行試驗過程中，在6#、12#、13#測點對應的飛行試驗實測數據與CBoom數值模擬結果的對比。由于飛行器飛行航跡偏離測試陣列較遠，導致測得的聲爆信號波形與數值預測結果有較大差異。

圖27 地面聲爆過壓信號對比（Ma = 1.49）Fig. 27 Comparison of ground over-pressure (Ma = 1.49)

根據Fx3架次飛行的航跡位置，判斷測試陣列位于飛行器45°周向角附近。對比12#測點與CBoom預測得到的45°周向角的聲爆過壓信號，頭激波峰值基本吻合，尾激波峰值差異較大；兩組聲爆信號持續時間比較接近。13#測點的聲爆信號波形有較明顯變化，極有可能是由于大氣扭曲效應所致。

根據Fx3架次飛行試驗與預測得到的地面聲爆信號，采用史蒂文斯響度法計算了H/L= 3處、不同周向角的近場過壓信號傳播到遠場的地面聲爆信號響度級（圖28）。飛機45°周向角附近，由飛行試驗實測值計算得到的響度級均值為96.0 PLdB，數值模擬預測計算得到的響度級為99.0 PLdB，誤差在±3 PLdB以內。

圖28 地面聲爆信號響度級對比（Ma = 1.49）Fig. 28 Comparison of ground sound levels (Ma = 1.49)

4 結論

開展了國內首次超聲速飛機聲爆專項測試飛行試驗，獲得了真實大氣條件下的大量重要數據，并結合數值模擬方法對測試結果進行了對比分析。主要結論如下：

1）本次聲爆飛行試驗成功采集了多組聲爆信號以及對應的大氣條件和飛行狀態數據，實測數據達到試驗方案規劃設計預期，驗證了試驗方案的合理性。同時，驗證了真實飛機開展聲爆試飛的一系列關鍵技術，如聲爆測試飛行軌跡規劃技術、地空一體化大型陣列聲爆測量技術、可控聲爆的超聲速飛行技術等。

2）地面聲爆信號實測數據與數值模擬預測結果總體趨勢吻合良好。被測飛機從測量陣列正上方飛過時，兩種方法得到的聲爆信號基本形態一致、持續時間較接近，聲爆信號頭激波、機翼前緣激波峰值相對誤差小于5%，驗證了所采用的聲爆預測方法具有一定的可靠性。

3）地面聲爆信號實測數據與數值模擬預測數據在局部特征上有一定差異，主要原因是受計算模型簡化、真實大氣條件下聲爆長距離傳播的非線性累積效應等因素的影響。

后續研究建議如下：

1）基于已掌握的飛行試驗地面聲爆信號測量技術，拓展近、中場聲爆信號測試技術，增加對大氣、氣流（風）等更多氣象參數的測量，進一步豐富國內超聲速飛行流場測試數據庫，為聲爆預測評估方法和低聲爆設計提供參考。

2）開展低聲爆、低成本飛行演示驗證，積累豐富的飛行試驗數據，為超聲速民機設計研發、聲爆主觀響度評價試驗、適航標準建立、航線規劃等提供數據支持。

致謝：感謝中國飛行試驗研究院測試團隊所有成員在本次飛行試驗中的辛勤勞動。感謝中國航空研究院王宇航在計算模型處理過程中提供的幫助。