新一代環(huán)保型超聲速客機氣動相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)與研究進展

韓忠華喬建領(lǐng)丁玉臨王 剛宋筆鋒宋文萍

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院 超聲速客機研究中心,西安 710072；2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院 氣動與多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計研究所,西安 710072)

0 引 言

從近期國際航空科學(xué)技術(shù)的發(fā)展來看,盡管高亞聲速客機獲得了極大成功,但隨著日益增長的航空運輸需求,飛行時間過長嚴重降低了遠距離飛行旅客的舒適性和旅行效率,迫切需要發(fā)展飛行速度更快的客機。因此,超聲速客機成為未來民機發(fā)展的重點方向之一。

更快的旅行速度是人類永恒的追求。在民用航空領(lǐng)域,超聲速客機的作用類似于公路系統(tǒng)中的“高速公路”、鐵路系統(tǒng)中的“高鐵”。相比于傳統(tǒng)亞聲速民機,超聲速客機能夠成倍地縮短飛行時間,可大幅提高旅行效率。以巡航馬赫數(shù)為2的超聲速客機為例,相同飛行距離下能比現(xiàn)有亞聲速客機節(jié)省一半以上的時間。更快的旅行速度能夠促進世界各國在經(jīng)濟、政治、文化等領(lǐng)域的交流與合作。以中國為例,超聲速客機可大幅度縮短旅行時間,有利于形成首都100分鐘經(jīng)濟圈(圖1),顯著改善國內(nèi)旅客的出行效率。隨著中國與東盟各國、周邊國家經(jīng)濟交流的不斷深入,考慮到未來東盟經(jīng)濟貿(mào)易一體化趨勢的不斷發(fā)展,利用超聲速客機打造亞太地區(qū)200分鐘經(jīng)濟圈(圖2),加強同東南亞和中國周邊各國的交往,對于進一步促進我國經(jīng)濟可持續(xù)發(fā)展具有重大的現(xiàn)實意義。另外,發(fā)展超聲速客機可以極大促進我國同世界各國在經(jīng)濟文化等領(lǐng)域的交流與合作,形成“全球一日經(jīng)濟圈”。例如從北京到華盛頓,乘坐高亞聲速客機需要約15小時,而乘坐超聲速客機可以減少到6個小時,旅行效率大大提高。

圖1 首都100分鐘經(jīng)濟圈示意圖Fig.1 Sketch of 100 minutes economic circle around Beijing

圖2 亞太200分鐘經(jīng)濟圈示意圖Fig.2 Sketch of Asian-Pacific economic circle within 200 minutes

超聲速客機的研制開始于20世紀中后期。20世紀60年代,美國、英法和前蘇聯(lián)就分別論證了超聲速客機的可行性,并啟動了第一代超聲速客機研究計劃。20世紀70年代,“協(xié)和”號、“圖144”分別投入商業(yè)運營[1]。但是,由于其嚴重的聲爆問題(“協(xié)和”號巡航階段的地面聲爆可達108 PLdB)以及耗油率高、安全性差等問題,最終導(dǎo)致了以“協(xié)和”號為代表的第一代超聲速客機商業(yè)運營的失敗[2]。20世紀90年代前后,各國在吸取第一代超聲速客機失敗教訓(xùn)的基礎(chǔ)上,提出了各自的第二代超聲速客機研究計劃,其中最具代表性的是美國的HSCT(High Speed Civil Transport)計劃[3],但這些計劃僅僅停留在方案設(shè)計階段并未付諸制造。21世紀以來,隨著航空科學(xué)技術(shù)的快速進步,世界各國均掀起了新一代環(huán)保型超聲速客機的研究熱潮。美國、歐洲和日本分別針對這些關(guān)鍵問題制定了一系列研究計劃(如圖3),包括HSR(High Speed Research)計劃[4]、QSP(Quiet Supersonic Platform)計劃[4]、NEXST計劃[5]、“N＋3”計劃[6]等。以美國為例,NASA在過去15年內(nèi)至少投入18億美元的經(jīng)費來開展新一代超聲速客機技術(shù)的研究。此外,以波音公司和洛克希德-馬丁公司為代表的飛機制造商也在超聲速客機研究方面有大量投入。根據(jù)NASA制定的“N＋3”計劃,在10年內(nèi)美國將研制出可投入商業(yè)運營的小型超聲速公務(wù)客機,在20年左右時間將研制出100-300座的大型超聲速客機(如表1所示)。由表1可知,新一代超聲速客機在地面聲爆強度、氮氧化物排放、耗油率、載客量等方面都有十分嚴格的要求。

圖3 美國、歐洲和日本關(guān)于超聲速客機的研究進展[7]Fig.3 Research progress of supersonic transports by USA,Europe and Japan[7]

表1 NASA“N＋3”計劃中各階段超聲速客機的技術(shù)指標要求[6]Table 1 Technical indicators of supersonic transport aircrafts in different phases of NASA's N＋3 program[6]

通過大量文獻的調(diào)研和詳細數(shù)據(jù)分析,特別是從國外這些主要研究計劃的深入分析,認為新一代環(huán)保型超聲速客機相比于其他種類飛機具有一些獨特的性能要求,因此首要需要突破如下四大關(guān)鍵技術(shù):(1)聲爆預(yù)測及其抑制技術(shù)；(2)超聲速減阻技術(shù)；(3)超聲速變循環(huán)發(fā)動機技術(shù)；(4)低聲爆低阻布局與綜合優(yōu)化技術(shù)。圖4給出了各關(guān)鍵技術(shù)與超聲速客機的對應(yīng)關(guān)系示意圖。本文主要對這四個方面的關(guān)鍵技術(shù)進行綜述,對研究現(xiàn)狀進行分析,并進一步介紹西北工業(yè)大學(xué)超聲速客機研究中心在新一代超聲速客機關(guān)鍵技術(shù)方面的研究進展。

圖4 新一代環(huán)保型超聲速客機研制所面臨的四大關(guān)鍵技術(shù)瓶頸Fig.4 Key technologies of the next-generation environmentally friendly supersonic transports

1 新一代環(huán)保型超聲速客機的關(guān)鍵技術(shù)及研究現(xiàn)狀

1.1 聲爆預(yù)測及其抑制技術(shù)的國內(nèi)外研究進展

聲爆是由飛行器在超聲速飛行時產(chǎn)生的激波和膨脹波系在大氣中演化并傳播到地面引起的。地面聲爆強度與機體周圍的激波膨脹波分布、傳播時的大氣條件有著密切關(guān)系。較強的地面聲爆會嚴重影響生態(tài)環(huán)境和人類正常的生活工作,嚴重時甚至破壞建筑物。以“協(xié)和”號超聲速客機為例,其巡航時的地面聲爆高達108 PLdB,因而被美國、馬來西亞等多個國家禁止在陸地上空作超聲速飛行。這極大地限制了超聲速客機運營航路規(guī)劃,削弱了市場競爭力。據(jù)了解,國際民航組織明確指出,超聲速客機的地面聲爆強度必須降低至可接受的標準,才允許在大陸上空超聲速飛行。雖然民航組織還未給出具體的指標要求,但NASA的“N＋3”計劃要求是聲爆水平不超過70 PLd B,而目前國際先進水平只能達到80～85 PLd B。聲爆每降低1個分貝,都意味著聲能量的顯著降低。要達到這個要求,在技術(shù)上的差距十分顯著,新一代環(huán)保型超聲速客機研制面臨巨大挑戰(zhàn)。因此,聲爆及其抑制技術(shù)應(yīng)該是其最先需要突破的核心關(guān)鍵技術(shù)。

對遠場聲爆強度的準確預(yù)測,是評估和降低聲爆水平的前提。從20世紀50年代開始,國際上針對聲爆預(yù)測開展了系統(tǒng)性研究(如圖5),發(fā)展了多種方法(各方法的優(yōu)缺點如表2所示),開發(fā)了一系列預(yù)測程序。其中,近場CFD計算與增廣Burgers方程相結(jié)合的方法,由于能夠比較準確計算激波上升時間、且計算量相對較小,逐漸成為高精度聲爆預(yù)測的最主要方法。目前,基于增廣Burgers方程的聲爆傳播計算,已經(jīng)能夠考慮分子弛豫、熱粘吸收、大氣分層、幾何聲學(xué)、風(fēng)梯度、經(jīng)典非線性等效應(yīng)對聲爆的影響。除上述效應(yīng)外,大氣湍流對聲爆傳播的影響也受到重視。2015年,日本Takeno等[22]用統(tǒng)計學(xué)方法將大氣邊界層內(nèi)的陣風(fēng)湍流影響加入到KZK(Khokhlove-Zabolotskaya-Kuznetsov)方程中,開展了考慮大氣湍流影響的聲爆預(yù)測研究。在國內(nèi),從公開發(fā)表的文獻看,我國對聲爆預(yù)測方面的研究開始于2009年[23-24],西北工業(yè)大學(xué)和北京航空航天大學(xué)是最早開展聲爆研究的單位。雖然起步較晚,但目前也取得了較大進展。近幾年來,國內(nèi)在近場聲爆CFD計算與基于增廣Burgers方程的遠場聲爆預(yù)測方面進展迅速。西北工業(yè)大學(xué)[25-27]、中國空氣動力研究與發(fā)展中心[27]、航空工業(yè)空氣動力研究院[28-30]、中國航空研究院[31]、中國商飛公司北京民用飛機技術(shù)研究中心[32]等多家單位都開展了相關(guān)研究,發(fā)展了一系列聲爆的近、遠場預(yù)測方法,并針對AIAA聲爆預(yù)測研討會發(fā)布的標模進行了計算研究。

在對聲爆預(yù)測理論和方法開展研究的同時,聲爆抑制技術(shù)的研究也在同步進行。聲爆抑制技術(shù)主要分兩類:主動抑制技術(shù)和被動抑制技術(shù)。主動抑制技術(shù)中,以能量注入技術(shù)為代表。Zaidi[33-34]通過激光脈沖的方式向超聲速流場中注入能量,改變了原本的激波結(jié)構(gòu),避免飛機各部件產(chǎn)生的激波相互疊加和干擾,實現(xiàn)了降低遠場聲爆強度的目的。被動抑制技術(shù)中,以靜音錐技術(shù)為代表,灣流公司[35-36]提出通過在機頭安裝若干可伸縮的圓錐體和圓柱體,能夠使機頭原本較強的弓形激波變?yōu)槿舾傻廊跫げ?并避免聲爆傳播過程中出現(xiàn)激波的疊加和干擾,從而達到延長遠場聲爆上升時間、降低聲爆強度的目的。如圖6為靜音錐的結(jié)構(gòu)及其近場流場情況。在國內(nèi),針對聲爆抑制技術(shù)的研究也主要集中在能量注入和低聲爆靜音錐技術(shù)方面[37-39],探索了相關(guān)參數(shù)對聲爆抑制效果的影響規(guī)律。

圖5 國際上關(guān)于聲爆預(yù)測理論與方法研究的發(fā)展歷程(含代表性的預(yù)測軟件或程序)Fig.5 Development history of sonic-boom prediction theory and methods(including representative prediction software or codes)

表2 現(xiàn)有聲爆預(yù)測方法及其優(yōu)缺點Table 2 Strength and weakness of existing sonic-boom prediction methods

圖6 靜音錐構(gòu)型及其流場情況[40-41]Fig.6 Configuration of a low-boom quiet spike and corresponding flow field[40-41]

1.2 超聲速減阻技術(shù)的國內(nèi)外研究進展

超聲速減阻技術(shù)是提高超聲速客機經(jīng)濟性的主要手段,是新一代環(huán)保型超聲速客機的另一個關(guān)鍵技術(shù)。與亞聲速飛行不同,超聲速飛行時激波不可避免,因此降低激波阻力和摩擦阻力成為減阻的重點。

激波是將飛行器超聲速飛行時的部分能量以壓縮空氣做功的形式傳遞到大氣中,其強度與飛機的等效截面積分布密切相關(guān)。目前,減小激波阻力主要是通過優(yōu)化飛機的等效截面積分布或采用消波技術(shù)來實現(xiàn)。優(yōu)化飛機等效截面積來降低激波阻力,主要根據(jù)超聲速面積率,即等效截面積變化平緩的飛機其激波阻力較小。而消波技術(shù)主要基于斜激波和膨脹波理論,以Busemann雙層翼技術(shù)[42-45]為代表(圖7),利用兩翼型之間的激波干涉與反射效應(yīng)來達到消除或降低激波阻力的目的。但目前該技術(shù)需要解決在非設(shè)計點存在的流動“雍塞”等問題。國內(nèi),中國航天空氣動力技術(shù)研究院[46]和西北工業(yè)大學(xué)[47]分別開展了Busemann雙翼的相關(guān)研究。

除激波阻力外,超聲速巡航時的摩擦阻力也不容忽視。研究表明,超聲速客機的摩阻仍然占總阻力的20%～40%,而采用自然層流技術(shù)有可能實現(xiàn)5%～10%的減阻效果,具有巨大的潛力。美國[48-50]、歐洲[51-52]、日本[53-55]均開展了大量超聲速層流減阻技術(shù)的研究,目前已應(yīng)用于部分型號設(shè)計。例如Aerion公司的AS2[50](圖8),通過對機翼、機翼與機身結(jié)合部進行優(yōu)化設(shè)計,實現(xiàn)了大范圍超聲速自然層流,從而顯著降低了巡航階段的摩擦阻力。相比之下,國內(nèi)目前尚未見到關(guān)于超聲速層流翼型和機翼設(shè)計方面的研究報道。

圖7 Licher雙層翼布局與激波抑制技術(shù)[42-45]Fig.7 Licher biplane configuration and shock wave control technology[42-45]

圖8 Aerion公司AS2超聲速公務(wù)機的自然層流機翼設(shè)計[50]Fig.8 Natural-laminar-flow wing designed for supersonic business jet AS2 of Aerion[50]

1.3 超聲速變循環(huán)發(fā)動機技術(shù)的國內(nèi)外研究進展

性能優(yōu)良的航空發(fā)動機是超聲速客機能夠持續(xù)以高燃油效率進行超聲速巡航的保證,是新一代環(huán)保型超聲速客機實現(xiàn)經(jīng)濟性和環(huán)保性的重要支撐。雖然“協(xié)和”和“圖-144”都投入了市場運營,但由于其發(fā)動機的耗油率高、噪聲大、氮氧化物的排放量大等問題,造成客機經(jīng)濟性差、環(huán)保不達標,再加上其他原因最終導(dǎo)致其退出歷史舞臺[2]。新一代環(huán)保型超聲速客機應(yīng)該克服上述缺點,其發(fā)動機應(yīng)該在亞聲速和超聲速飛行時都具有良好的經(jīng)濟性和推重比。目前,廣泛應(yīng)用于亞聲速飛行的大涵道比渦扇發(fā)動機無法用于超聲速飛行,而小涵道比渦扇或渦噴發(fā)動機,在起飛階段噪聲較大、亞聲速飛行時耗油率偏高、污染物的排放量較多。因此,為緩解亞聲速飛行和超聲速巡航的動力矛盾,需要發(fā)展能夠兼顧兩者優(yōu)勢的發(fā)動機,將其作為新一代超聲速客機的動力裝置。而變循環(huán)發(fā)動機(variable-cycle engine,VCE)由于具有能夠兼顧亞聲速巡航低油耗和超聲速巡航高推重比的優(yōu)點,受到了廣泛關(guān)注,成為發(fā)展新一代環(huán)保型超聲速客機的關(guān)鍵技術(shù)之一。

伴隨著各種超聲速客機的研究計劃,國外變循環(huán)發(fā)動機的研制得到了長足進步。從20世紀70年代開始,通用電氣公司(GE)就研制了從YJ101第一代變循環(huán)驗證機到GE21、GE33(即后來的YF120,如圖9)變循環(huán)發(fā)動機[56]。羅羅公司在20世紀80年代也提出了變循環(huán)發(fā)動機方案,但并未投入實際應(yīng)用[57]。NASA在關(guān)于“N＋3”代超聲速客機的研究計劃[58]中,已經(jīng)將超聲速變循環(huán)發(fā)動機技術(shù)作為推進系統(tǒng)研究的重要內(nèi)容。

圖9 YF120第三代變循環(huán)發(fā)動機示意圖[56]Fig.9 Sketch of third-generation variable-cycle engine YF120[56]

在國內(nèi),與航空發(fā)動機技術(shù)相關(guān)的各科研院所和高校都非常重視變循環(huán)發(fā)動機的研究。沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所[59]、北京航空航天大學(xué)[60]、西北工業(yè)大學(xué)[61]、南京航空航天大學(xué)[62]和空軍工程大學(xué)[63]等紛紛開展了不同層次的分析與設(shè)計研究。但目前在公開發(fā)表的文獻中,還沒有關(guān)于變循環(huán)發(fā)動機驗證機的報道。

1.4 低聲爆低阻布局及綜合優(yōu)化技術(shù)的國內(nèi)外研究進展

低聲爆低阻布局及綜合優(yōu)化技術(shù),是發(fā)展新一代環(huán)保型超聲速客機的又一關(guān)鍵技術(shù)。從近期國際航空科學(xué)技術(shù)的發(fā)展趨勢分析,由于超聲速客機的特殊性,特別是聲爆這一問題的出現(xiàn),常規(guī)布局無法同時滿足低聲爆和低阻的苛刻設(shè)計要求,急需發(fā)展新的布局設(shè)計理念和設(shè)計方法以獲得滿足要求的布局。從聲爆來源來看,聲爆是飛機對周圍空氣的壓縮引起的,如何在兼顧氣動性能的情況下控制氣流的壓縮形式以使遠場聲爆達到最小,成為研究的重點。目前,國內(nèi)外主要采用等效截面積分布的反設(shè)計方法(SGD)和聲爆/氣動綜合優(yōu)化設(shè)計方法來實現(xiàn)氣動與聲爆的權(quán)衡。

SGD方法是在20世紀70年代由Seebass、George和Darden[64-65]在線化聲爆預(yù)測理論的基礎(chǔ)上提出并完善的。由于聲爆F(xiàn)函數(shù)[10]包含了飛行器作為聲源的特性,通過優(yōu)化聲爆F(xiàn)函數(shù)的分布形式可以使遠場聲爆強度降低。然后,在此基礎(chǔ)上,根據(jù)F函數(shù)與飛機等效截面積分布的對應(yīng)關(guān)系,獲得超聲速客機的等效截面積分布。最后,通過調(diào)整飛機的外形參數(shù)來獲得最優(yōu)的等效截面積分布。該方法在20世紀末的HSCT計劃及本世紀以來的新一代超聲速客機計劃中仍有大量應(yīng)用[3]。

近年來,隨著高效數(shù)值優(yōu)化算法、高精度聲爆預(yù)測以及計算流體力學(xué)的飛速發(fā)展,聲爆/氣動綜合優(yōu)化設(shè)計在超聲速客機精細化設(shè)計的研究中得到了重視。其中,高效優(yōu)化算法主要為基于Adjoint的梯度方法和運用類似機器學(xué)習(xí)技術(shù)的代理優(yōu)化方法；高精度聲爆預(yù)測主要采用近場CFD計算與遠場基于增廣Burgers方程傳播相結(jié)合的方法；高精度氣動分析主要采用基于高分辨率、低耗散雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程的求解器。例如,2014年Rallabhandi[66]運用基于增廣Burgers方程的伴隨方法實現(xiàn)了超聲速公務(wù)機的優(yōu)化設(shè)計。2018年Kirz[67]運用代理優(yōu)化方法開展了美國AIAA聲爆預(yù)測研討會標模的低聲爆優(yōu)化設(shè)計研究。

針對超聲速客機的低聲爆和低阻要求,國際上提出了一系列新概念布局,以大幅度改善飛機的聲爆特性。例如美國SAI的QSST[68]、美國N＋X代超聲速客機方案[6]、日本小型SST[69]、俄羅斯S-21[70]、法國Trijet超聲速公務(wù)機[70]、邁阿密大學(xué)查戈成教授提出的雙向飛翼布局[71]等,部分外形如圖10所示。值得關(guān)注的是,美國BOOM公司2016年完成了BOOM Airliner設(shè)計[72],現(xiàn)已完成低聲爆驗證機XB-1的風(fēng)洞試驗,下一步準備進行試飛驗證,并計劃2023年投入市場運營。2017年,Sun等[73]對當(dāng)今主要超聲速公務(wù)機的布局和設(shè)計方法進行了較全面的綜述。2018年,NASA和洛馬公司完成了低聲爆驗證機X-59 QueSST的設(shè)計和風(fēng)洞試驗[74]。

在國內(nèi),各研究院所和高校也都相繼開展了低阻低聲爆布局和聲爆/氣動綜合優(yōu)化設(shè)計方法的研究,尤其是在最近幾年取得了較大進展。在低聲爆優(yōu)化設(shè)計方面,西北工業(yè)大學(xué)發(fā)展了基于代理模型的高效優(yōu)化設(shè)計方法[75]和基于本征正交分解與增廣Burgers方程的低聲爆反設(shè)計方法[76],為降低遠場聲爆強度提供了新思路。中國航天空氣動力技術(shù)研究院[77]基于遺傳算法和超聲速線化理論及波形參數(shù)法,開展了某公務(wù)機的低聲爆優(yōu)化設(shè)計,并對氣動性能進行了評估。中國空氣動力研究與發(fā)展中心[78]推導(dǎo)出流場/聲爆的耦合伴隨方程,并開展了超聲速公務(wù)機的低聲爆優(yōu)化設(shè)計研究。中國航空研究院[79]開發(fā)了超聲速民機的低聲爆優(yōu)化設(shè)計平臺,并采用標模進行了優(yōu)化設(shè)計驗證。

針對前文梳理的關(guān)鍵技術(shù),下文將西北工業(yè)大學(xué)的研究進展進行比較詳細的介紹。西北工業(yè)大學(xué)是國內(nèi)最早從事聲爆研究的單位之一,也是比較系統(tǒng)化地開展超聲速客機關(guān)鍵技術(shù)研究的單位之一。因此,對西北工業(yè)大學(xué)過去10年研究工作的總結(jié)和梳理,對于國內(nèi)相關(guān)領(lǐng)域的研究具有參考意義。

圖10 國際上一些低聲爆、低阻超聲速客機布局的研究進展概況Fig.10 Recent progress of low-boom and low-drag configurations for supersonic transport

2 西北工業(yè)大學(xué)超聲速客機研究中心研究進展

西北工業(yè)大學(xué)自2009年起,比較系統(tǒng)地開展了關(guān)于聲爆預(yù)測理論方法、聲爆抑制、超聲速客機布局與優(yōu)化設(shè)計、以及超聲速層流減阻技術(shù)等研究。2016年,瞄準超聲速客機技術(shù)的發(fā)展前沿,依托翼型/葉柵空氣動力學(xué)國家級重點實驗室和飛行器設(shè)計國家重點學(xué)科,重新梳理了超聲速客機關(guān)鍵技術(shù)的研究方向,并組建了超聲速客機研究中心(下文簡稱“中心”)。下文將對中心研究進展進行介紹。

2.1 聲爆預(yù)測理論和方法研究進展

根據(jù)超聲速客機從概念設(shè)計到詳細設(shè)計階段對聲爆預(yù)測的不同需求,中心發(fā)展了快速預(yù)測方法和高精度預(yù)測方法?？焖兕A(yù)測方法包括簡化聲爆預(yù)測方法和聲爆修正線化預(yù)測理論；高精度預(yù)測方法主要是近場CFD計算與遠場傳播方法(波形參數(shù)法和增廣Burgers方程)相結(jié)合的方法。

基于簡化預(yù)測方法,中心發(fā)展了簡化聲爆預(yù)測系統(tǒng)“SSBP”[24](如圖11),并針對典型超聲速飛機開展了聲爆特性研究。以SR-71為例,在巡航馬赫數(shù)為1.5、飛行高度為14.6 km的情況下,飛機正下方的計算的“N型波”與試驗值對比如圖12所示。計算結(jié)果能夠初步反映“N型波”的形態(tài),在過壓量級上與試驗值能夠良好符合。

圖11 所開發(fā)的SSBP簡化聲爆預(yù)測系統(tǒng)[24]Fig.11 Sonic-boom prediction system based on simplified prediction method(SSBP)[24]

圖12 簡化聲爆預(yù)測結(jié)果與試驗值的對比[24]Fig.12 Comparison of predicted sonic boom by SSBP with flight test data[24]

基于Whitham修正線化聲爆預(yù)測理論,本中心發(fā)展了修正線化理論計算近場和遠場聲爆波形的預(yù)測方法。針對尖錐體標模,使用修正線化理論預(yù)測方法計算了在Ma1.41、模型正下方10倍模型長度位置的近場聲爆信號。圖13給出了尖錐標模外形級和近場壓強信號與實驗值的對比,可知計算結(jié)果與實驗值符合較好。

在高精度聲爆預(yù)測方法方面,中心最近發(fā)展了一套近場高精度CFD數(shù)值模擬與遠場傳播方法相結(jié)合的方法。在近場聲爆CFD計算方面,研究團隊發(fā)展了能夠高精度捕捉空間流場中激波膨脹波系的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解器“HUNS3D”[80]。該CFD求解器具有熵相容EC格式、E-CUSP格式等多種空間離散格式?；谠撉蠼馄?開展了不同離散格式對近場壓強信號計算結(jié)果的影響研究[81-83],如圖14所示。在遠場傳播方法方面,基于波形參數(shù)法發(fā)展了遠場聲爆預(yù)測方法[84],并采用經(jīng)驗公式添加了激波的上升時間,開發(fā)了“FL-BOOM”程序[85]。圖15為運用波形參數(shù)法對LM-1021標模的近場壓強信號進行傳播得到的遠場波形,通過對比可知計算結(jié)果與SBWP-1(AIAA第一屆聲爆預(yù)測研討會)提供的結(jié)果符合良好；基于增廣Burgers方程傳播的計算,發(fā)展了考慮分子弛豫、熱粘吸收、大氣分層、風(fēng)梯度、幾何聲學(xué)、非線性等效應(yīng)的聲爆預(yù)測程序“bBoom”,研究了各個效應(yīng)對遠場波形的影響,以及風(fēng)對聲爆影響域的影響規(guī)律,如圖16所示。

圖13 基于Whitham理論計算的壓強信號與實驗比較[80]Fig.13 Comparison of predicted sonic boom based on Whitham's theory with experimental data[80]

圖14 不同空間離散格式計算的結(jié)果與風(fēng)洞試驗對比[81-83]Fig.14 Comparison of computed near-field pressure signals using different spatial discretization schemes with experimental data[81-83]

圖15 由波形參數(shù)法得到的遠場波形信號與SBPW2大會結(jié)果對比[80]Fig.15 Comparison of different far-field waveforms using waveform-parameter method with result of SBPW2[80]

2.2 聲爆抑制技術(shù)研究進展

針對低聲爆靜音錐抑制技術(shù),中心嘗試開展了靜音錐的長度、級數(shù)和頭部形狀對聲爆抑制效果的影響規(guī)律研究[85-86-88]。圖17給出了不同長度靜音錐的聲爆抑制效果。研究表明,靜音錐只有在其長度大于某一臨界值時才具有顯著的聲爆抑制效果；當(dāng)長度小于這一臨界值時,靜音錐產(chǎn)生的激波在傳播過程中會與機頭的強弓形激波合并,無法起到聲爆抑制的作用。針對靜音錐級數(shù)的研究表明,以二級靜音錐和一級靜音錐對比為例(如圖18),二級靜音錐的初始過壓和最大過壓相對較小,聲爆的持續(xù)時間更長,更具有低聲爆的特征。針對靜音錐的頭部形狀研究如圖19、圖20和表3所示,結(jié)果表明不同頭部形狀的靜音錐對聲爆抑制的效果差異不大,但對靜音錐的駐點溫度及阻力系數(shù)有較大影響。

圖16 增廣Burgurs方程中不同效應(yīng)對遠場波形的影響(bBoom程序)Fig.16 Comparison of far-field waveforms based on Burgers equation solutions considering different effects(bBoom code)

圖17 不同長度靜音錐的聲爆抑制效果Fig.17 Sonic-boom reduction effects of quiet spikes with different length

圖18 不同級數(shù)的靜音錐對遠場聲爆波形的影響Fig.18 Influences of different number of series of quiet spikes on far-field sonic-boom waveform

除此之外,中心還探索了能量注入法降低聲爆強度的機理,分析了注入位置、注入量、注入點數(shù)等對聲爆、阻力特性的影響規(guī)律[85-88-89]。利用熱阻塞模型分析得出,通過向流場中注入能量可以產(chǎn)生類似靜音錐的效果(如圖21和圖22所示)。與靜音錐不同的是,該方法是通過向流場中主動注入能量改變原本的激波結(jié)構(gòu),避免激波的疊加和干擾。多點能量注入與多級靜音錐類似,能夠通過延長遠場聲爆的持續(xù)時間、減小初始過壓值和最大過壓值來達到降低聲爆強度的目的。

圖19 不同頭部形狀的靜音錐示意圖Fig.19 Sketch of quiet spikes with different noses

圖20 不同頭部形狀的靜音錐對應(yīng)的近場壓強信號Fig.20 Comparison of near-field pressure signals of aircraft with quiet spikes featuring different noses

圖21 機頭下方能量注入前后的近場壓強分布對比Fig.21 Comparison of near-field pressure signals with and without energy injection under the nose

2.3 低聲爆低阻新概念布局與綜合優(yōu)化技術(shù)研究進展

中心在該方面的研究主要分為三個方面:低聲爆布局反設(shè)計方法、高效全局的低聲爆布局優(yōu)化設(shè)計方法和低聲爆、低阻新概念布局。

圖22 機頭下方能量注入對遠場波形的影響Fig.22 Influence of energy injection under the nose on far-field sonic-boom waveform

表3 不同頭部形狀的靜音錐對聲爆特性、駐點溫度、阻力系數(shù)的影響Table 3 Influences of quiet spikes with different nose shapes on sonic boom,stagnation temperature and drag coefficient of supersonic transport aircraft

在低聲爆反設(shè)計方法方面,發(fā)展了基于SGD方法的低聲爆外形反設(shè)計方法[90]和基于CFD的低聲爆反設(shè)計方法[91],開發(fā)了基于SGD的快速低聲爆布局反設(shè)計程序“FSGD”(如圖23)[85-92-93]?；贔SGD程序,開展了鈍頭系數(shù)、聲爆F(xiàn)函數(shù)斜率、飛機長度等SGD方法中關(guān)鍵控制參數(shù)對遠場波形的影響研究。針對傳統(tǒng)SGD方法存在的聲爆與氣動難以協(xié)調(diào)的問題,發(fā)展了幾種改進型的SGD方法(如圖24)。在一種多段斜率F函數(shù)反設(shè)計方法的基礎(chǔ)上,提出了新的聲爆F(xiàn)函數(shù)表達式,并應(yīng)用于低聲爆布局方案設(shè)計(如圖25)。基于CFD的低聲爆反設(shè)計方法是將遠場波形對應(yīng)的近場壓強信號作為目標,運用CFD技術(shù)求解空間流場中近場壓強信號,通過優(yōu)化手段調(diào)整外形參數(shù),來改變近場壓強,并最終使其滿足低聲爆要求。圖26給出了低聲爆設(shè)計前后兩種方案的物面壓力云圖對比。

圖23 FSGD程序操作界面[85,92-93]Fig.23 GUI interface of FSGD software[85,92-93]

圖24 SGD反設(shè)計方法改進前后對應(yīng)的F-函數(shù)[85,92-93]Fig.24 Original F-function and improved functions of inverse design method SGD for supersonic transports[85,92-93]

圖25 基于SGD方法的低聲爆方案[85,92-93]Fig.25 Low-boom configuration designed using SGD method[85,92-93]

圖26 基于CFD的低聲爆反射設(shè)計前后兩種方案的物面壓力云圖對比[85,92-93]Fig.26 Comparison of wall pressure distributions of original configuration and new configuration designed using SGD method[85,92-93]

在高效全局的低聲爆優(yōu)化設(shè)計方法研究方面,團隊發(fā)展了一套基于代理模型的高效全局多目標多約束優(yōu)化算法和程序“Surro Opt”[94-102],并發(fā)展了基于代理優(yōu)化算法的一種具有全局優(yōu)化能力的高效低聲爆優(yōu)化設(shè)計方法[75],其流程如圖27所示。通過簡單圓錐體模型的低聲爆優(yōu)化設(shè)計實例,對比分析了該方法與遺傳算法、梯度優(yōu)化的優(yōu)化效率和優(yōu)化結(jié)果。結(jié)果表明,該方法的效率相比于遺傳算法能夠提高2個量級,優(yōu)化結(jié)果相比于梯度優(yōu)化更具有全局性。之后,將該方法運用于SBPW-1提供的翼身組合體標模的低聲爆優(yōu)化設(shè)計中,將遠場聲爆N型波的過壓峰值減少了27.4%(如圖28-圖33所示),結(jié)果表明該方法在復(fù)雜外形低聲爆優(yōu)化設(shè)計中具有很好的應(yīng)用潛力。

圖27 基于代理模型的低聲爆優(yōu)化設(shè)計流程[75]Fig.27 Framework of surrogate-based lowboom optimization design[75]

在低聲爆低阻新概念布局方面,為兼顧低聲爆和高氣動性能的要求,團隊基于查戈成教授提出的可用于超聲速客機的雙向飛翼布局概念研究了一種超聲速客機新概念布局[103-110]。雙向飛翼布局以大展弦比狀態(tài)進行起飛和著陸,而在超聲速巡航飛行時,飛翼水平旋轉(zhuǎn)90°,以小展弦比狀態(tài)進行超聲速飛行,如圖34。針對飛翼的阻力特性,基于FCE算法開展了全機氣動性能優(yōu)化,如圖35和圖36所示。在兼顧起飛著陸和巡航階段性能的情況下,可以通過設(shè)計升力分布,獲得滿足低聲爆要求的等效截面積分布。

圖28 SBPW-1機身參數(shù)化[75]Fig.28 SBPW-1 fuselage parameterization[75]

圖29 SBPW-1機翼參數(shù)化[75]Fig.29 SBPW-1 wing parameterization[75]

圖30 優(yōu)化收斂曲線[75]Fig.30 Convergence history[75]

2.4 超聲速層流減阻技術(shù)研究進展

圖32 優(yōu)化前后外形對比[75]Fig.32 Comparison of geometries between baseline and optimum[75]

圖33 優(yōu)化前后等效截面積分布對比[75]Fig.33 Comparison of effective cross-section distribution between baseline and optimum[75]

圖34 雙向飛翼布局在起飛著陸、亞聲速飛行、超聲速巡航構(gòu)型轉(zhuǎn)換Fig.34 Transformation of supersonic bi-direction flying wing vehicle between take-off,landing,subsonic flight,and supersonic cruise

在超聲速層流減阻技術(shù)方面,團隊目前開展了基于DMD/eN方法[111-112]、γ-Reθt的超聲速轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法研究[113],發(fā)展了具有轉(zhuǎn)捩預(yù)測功能的RANS方程求解器“PMNS3D”[114]。圖37為耦合轉(zhuǎn)捩自動判斷的RANS方程求解流程。以高超聲速雙楔流動為例,在馬赫數(shù)為8.1、雷諾數(shù)為3.8×106和迎角為0°的情況下,對比分析了基于γ-Reθt和基于DMD/eN的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法,雙楔幾何外形和兩種方法轉(zhuǎn)捩位置預(yù)測結(jié)果如圖38所示,結(jié)果表明兩種方法的計算結(jié)果與實驗值符合良好。之后,將兩種方法應(yīng)用于自主設(shè)計的兼顧跨聲速和高超聲速流動特性的NPUHyper-04翼型中[115],如圖39所示?？梢钥闯鰞烧哂嬎愕纳媳砻孓D(zhuǎn)捩位置差異較小,但下表面計算結(jié)果差異較大,需要開展進一步研究。

圖35 雙向飛翼優(yōu)化前后上表面壓力云圖Fig.35 Comparison of upper wall pressure contour between baseline and optimal bi-direction flying wings

圖36 Ma＝2.0時雙向飛翼優(yōu)化前后極曲線對比Fig.36 Comparison of polar curves of bi-direction flying wings at Ma＝2.0 between baseline and optimal configuration

圖37 耦合轉(zhuǎn)捩自動判斷的RANS方程求解器“PMNS3D”流程圖Fig.37 Flowchart of flow solver“PMNS3D”with automatic transition prediction methods

圖38 基于γ-Reθt和基于DMD/e N方法的高超聲速雙楔流動的轉(zhuǎn)捩預(yù)測結(jié)果對比Fig.38 Comparison of hypersonic transition prediction results for a double wedge usingγ-Reθt and DMD/e N methods

3 總結(jié)與展望

本文梳理出了發(fā)展新一代環(huán)保型超聲速客機首先需要突破的四大關(guān)鍵技術(shù),并概述了國內(nèi)外在相關(guān)研究領(lǐng)域的研究現(xiàn)狀。此外,還比較詳細地介紹了西北工業(yè)大學(xué)近10年來在聲爆預(yù)測理論與方法、聲爆抑制、低聲爆低阻外形布局與綜合優(yōu)化設(shè)計、超聲速層流減阻技術(shù)方法的研究進展。

針對發(fā)展新一代環(huán)保型超聲速客機急需突破的關(guān)鍵科學(xué)與技術(shù)問題,我們認為未來需要重點研究的方向包括(但不僅限于):

1)發(fā)展考慮真實大氣條件的遠場聲爆精細化預(yù)測方法。在近場聲爆信號的CFD計算方面,研究適用于捕捉空間激波膨脹波系的網(wǎng)格/自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)、激波捕捉高精度格式和離散方法等。在遠場傳播方面,研究基于考慮大氣旋度、湍流效應(yīng)的增廣Burgers方程的聲爆傳播方法。同時,為準確驗證聲爆預(yù)測方法的可信度,開展聲爆預(yù)測方法的驗證與確認研究、風(fēng)洞試驗與飛行試驗驗證技術(shù)研究也十分必要。

圖39 基于γ-Reθt和DMD/e N的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法計算的物面摩擦阻力系數(shù)對比[116]Fig.39 Comparison of friction coefficient distributions obtained by usingγ-Reθt and DMD/e N methods

2)發(fā)展聲爆抑制技術(shù)和新概念布局設(shè)計方法。在聲爆抑制方面,研究對飛機氣動、結(jié)構(gòu)影響較小的主動或被動聲爆抑制技術(shù)。在新概念布局設(shè)計方面,運用SGD方法、基于CFD的反設(shè)計方法或基于本征正交分解的反設(shè)計方法研究兼顧氣動特性、聲爆特性的新概念布局方案。

3)發(fā)展精度高且穩(wěn)健的超聲速轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法與超聲速層流翼型/機翼設(shè)計技術(shù)。將eN方法、γ-Reθ方法以及DMD方法相結(jié)合,發(fā)展適用于超聲速流動的混合轉(zhuǎn)捩預(yù)測模型。

4)發(fā)展激波抑制減阻技術(shù)。開展等離子體控制的主動激波抑制技術(shù)研究和Licher雙層翼波阻抑制技術(shù)研究,重點突破雙層翼布局中出現(xiàn)的流動“雍塞”等問題。

5)發(fā)展針對復(fù)雜超聲速客機外形的高效全局的氣動/聲爆綜合優(yōu)化設(shè)計方法。在綜合優(yōu)化過程中,需發(fā)展高效的大規(guī)模網(wǎng)格的變形方法、高維全局的代理優(yōu)化理論與方法、多學(xué)科優(yōu)化理論與方法等。

6)開展?jié)M足飛行器全包線推力需求的變循環(huán)發(fā)動技術(shù)研究。研究發(fā)動機工作模態(tài)的平穩(wěn)轉(zhuǎn)換技術(shù)、高速風(fēng)扇穩(wěn)定性技術(shù)等。