OS-X0試驗飛行器聲爆特性飛行測量與數(shù)值模擬分析

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(lǐng)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(guān)鍵技術(shù)難題。高可靠性的聲爆預(yù)測技術(shù)是開展低聲爆超聲速民用飛機氣動布局設(shè)計的基礎(chǔ)。聲爆問題研究主要有三種手段,分別是數(shù)值模擬、風(fēng)洞試驗和飛行試驗。能夠在真實大氣條件下進(jìn)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(yù)測技術(shù)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(jì)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(jì)初,NASA和Northrop Grumman Corporation公司聯(lián)合進(jìn)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(shù)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(jìn)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(shù)。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(lǐng)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(dān)?？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(shù),為其發(fā)展下一代超聲速民機打下了較為堅實的基礎(chǔ)；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(yù)測和低聲爆設(shè)計建立完善的驗證手段。

國內(nèi)在聲爆領(lǐng)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(shù)研究團(tuán)隊借助自研的數(shù)值預(yù)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(shù),建立了以聲學(xué)射線法和打靶法相結(jié)合的聲爆信號測量軌跡預(yù)測能力。

2018年5月17日,零壹空間成功發(fā)射了OS-X0科學(xué)試驗飛行器,航空工業(yè)氣動院聲爆技術(shù)研究團(tuán)隊借助所發(fā)展的飛行試驗測量技術(shù)對此飛行器開展了地面聲爆特性的測量,成功進(jìn)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(xì)地介紹了本次飛行測量方案,結(jié)合自主研發(fā)的ARI_Boom數(shù)值預(yù)測平臺,對飛行試驗測量結(jié)果進(jìn)行了進(jìn)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(yīng)的分析,并與飛行試驗測量數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較。數(shù)值計算結(jié)果與真實試驗測量結(jié)果總體符合較好,但由于真實飛行環(huán)境非常復(fù)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(shù)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(xué)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(yīng)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(yù)選點計算、現(xiàn)場勘查,主要考慮現(xiàn)場路況、到達(dá)時間以及測量設(shè)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(yīng)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(yīng)飛行參數(shù)Table 1 Measurement point positions and flight parameters

根據(jù)當(dāng)?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(yù)測技術(shù)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(yīng)了發(fā)動機熄火前的飛行狀態(tài),第二組3個測點都對應(yīng)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(fēng)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(shè)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(dāng)?shù)貧鈮?、氣溫、濕度、風(fēng)速、風(fēng)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(yuǎn)場傳播模型相結(jié)合的混合預(yù)測方法(如圖5所示),首先利用CFD模擬計算得到OS-X0在對應(yīng)飛行狀態(tài)下的近場聲爆壓力波分布特征,然后利用遠(yuǎn)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(yù)測采用二階精度的可壓縮NS方程求解器ARI_OVERSET[16-18]；遠(yuǎn)場傳播采用基于Thomas波形參數(shù)法的射線追蹤技術(shù)[19-20]。近場[16-18]和遠(yuǎn)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(shù)中,射線方向與所在高度聲速和風(fēng)速有關(guān),高度變化導(dǎo)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(yīng)。

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

3 結(jié)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(nèi)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(yù)測分析結(jié)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(jié)果展開分析。

3.2 氣象條件觀測結(jié)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。總體來看,發(fā)射當(dāng)時當(dāng)?shù)靥鞖鈼l件較為良好,基本上呈晴朗微風(fēng)天氣。受試驗條件限制,本項研究工作未進(jìn)行高空風(fēng)的測量。

3.3 飛行測試結(jié)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(jié)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(yuǎn)距離的大氣傳播到達(dá)測試點。其中3和4號點對應(yīng)助推火箭發(fā)動機工作的時間段,5和7號點對應(yīng)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(yù)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?？梢钥闯?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(dǎo)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(dǎo)致的,已有研究結(jié)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(jié)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(jié)果與數(shù)值預(yù)測結(jié)果的對比分析。重點闡述了發(fā)動機噴流影響效應(yīng)分析和地面聲爆信號的數(shù)值與測試結(jié)果對比分析。

(1)發(fā)動機噴流影響效應(yīng)分析

圖9和10分別給出了3號測試點對應(yīng)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(jié)果。圖11和12分別給出了4號測試點對應(yīng)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(jié)果。

圖9 OS-X0飛行器在3號測試點無噴流時對應(yīng)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(dāng)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(yīng)增大,這與3.3節(jié)的試驗數(shù)據(jù)分析結(jié)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(yīng)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(yuǎn)場情況則有所不同,隨著空間的遠(yuǎn)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(yuǎn)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(yuǎn)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(yīng)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(yīng)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(yīng)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(yīng)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(jié)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(yīng)的地面聲爆信號的數(shù)值計算與實測結(jié)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(yīng)的發(fā)動機工作與不工作條件下的數(shù)值模擬結(jié)果與飛行實測結(jié)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(yuǎn)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(jié)論也是一致的。但實際飛行測試的結(jié)果介于ARI_boom得到的有噴流和無噴流情形的預(yù)測結(jié)果之間,這也表明數(shù)值模擬結(jié)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(yīng)的地面聲爆信號的數(shù)值模擬結(jié)果與飛行實測結(jié)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(dǎo)致的[12]。特別注意的是,對于該兩測試點,ARI_Boom預(yù)測結(jié)果與飛行試驗測量結(jié)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(yīng)相比前兩個測試點下降較多,此時本文采用的準(zhǔn)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(yù)測結(jié)果與飛行測量結(jié)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(jìn)行了準(zhǔn)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(fēng)場的影響,該因素可能導(dǎo)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(jìn)的地方。

4 結(jié) 論

針對OS-X0科學(xué)試驗飛行器的聲爆測量與分析是國內(nèi)首次公開進(jìn)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M(jìn)a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(yù)測技術(shù)的發(fā)展提供飛行試驗數(shù)據(jù)支撐。主要結(jié)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(dāng)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(yīng)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(yīng)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(rèn)為這與發(fā)動機的噴流狀態(tài)有關(guān),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(jié)果與真實試驗測量結(jié)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(fù)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(yù)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(shù)十分不易,本項工作所獲得的試驗數(shù)據(jù)僅僅是初步結(jié)果,聲爆飛行試驗測量技術(shù)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(dá)到,本次測量不得不采用進(jìn)口壓力傳感器進(jìn)行。

2)測量軌跡預(yù)測技術(shù)。傳統(tǒng)的聲爆信號預(yù)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(jìn)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(fēng)場、近地湍流、飛行器機動效應(yīng)等因素,這些是今后需要深入研究的。

3)網(wǎng)絡(luò)化的空基測量系統(tǒng)。本次測量僅進(jìn)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(luò)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(xì)的數(shù)據(jù),可為理論研究和數(shù)值模擬提供更多的參考。