基于聲陣列的飛機地面聲爆測試技術

宋亞輝，趙元明，張曉亮，瞿麗霞，張躍林

(1.中國飛行試驗研究院飛機飛行試驗技術研究所，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?shù)芈曀贂r產生的激波和膨脹波系，傳播至地面產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，分布范圍大，可對環(huán)境和人產生危害。而且激波和膨脹波系的產生也增加了飛行阻力，影響操縱性和穩(wěn)定性，使安全性和經濟性變差。歷史上投入運營的超聲速民機“協(xié)和號Concorde”、Tu-144被迫退出運營的原因之一就是產生的聲爆引發(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研究項目[3,6,9-15]，進行聲爆的產生與傳播特性等研究，進行低聲爆優(yōu)化技術、聲爆預測技術驗證，開展聲爆主觀響應評價研究和社會影響評估等。總體上看，航空器聲爆飛行測試技術研究可分為三個典型的階段：(1)20世紀50年代至70年代，通過飛行試驗進行聲爆認識和探索的階段，初步形成了空中和地面聲爆測試技術，但存在專用設施缺乏、測量精度差等問題；(2)20世紀80年代至21世紀初，通過飛行試驗進行聲爆深入研究及低聲爆技術探索的階段，自近場至遠場地面的全傳播路徑聲爆/低聲爆測試技術快速發(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世紀初至今，新一代低聲爆航空器設計研制的技術驗證及適航取證飛行試驗的新階段，低聲爆測試技術探索試驗大量開展，全傳播路徑聲爆測試技術朝著高精度、高可靠性、強環(huán)境適應性和智能化的方向進一步發(fā)展。聲爆飛行測試技術發(fā)展趨勢表明，聲爆測量設施在測量精度、范圍、環(huán)境適應性、可靠性等方面有待進一步提升，新一代低聲爆航空器的測試技術還需進一步探索。

聲爆測試飛行試驗的風險大、成本高、動用資源多、技術投入高，進行地面聲爆測試面臨多方面的技術難點。在聲爆測試方面，大量飛行試驗項目采用傳聲器陣列進行測量[3,6,9-15]，聲陣列尺度達數(shù)十米至數(shù)千米不等，但由于地面分布范圍大，如何進行聲陣列設計及測試系統(tǒng)設計是聲爆測量的關鍵。在飛行試驗中，還需要對試驗對象的飛行狀態(tài)與航跡、地面至空中的氣象條件、測量點位置等進行測量[3,6,13]，測試資源多，分布空間范圍廣，方案復雜。而且，為了能夠準確測量到被試對象在目標飛行狀態(tài)的聲爆，要求被試對象應能精確地以相應飛行狀態(tài)和航跡通過聲陣列上方，需要合理的飛行設計以確保達到目標飛行狀態(tài)和產生目標聲爆。

近年來，我國開展了大量的航空器聲爆問題研究[2,12,16]，在聲爆預測、低聲爆優(yōu)化設計以及風洞測量等方面取得一定進展，迫切需要開展飛行試驗進行技術探索和驗證，但國內飛行試驗技術研究進展卻與需求不匹配。據(jù)公開文獻，國內的航空器聲爆飛行試驗未全面開展，航空工業(yè)空氣動力研究院進行了亞軌道飛行器的地面聲爆實測[17]，中國科學院聲學研究所開展了某火箭發(fā)射過程中包括聲爆在內的次聲波檢測[18]，總體上看，國內在試驗平臺、聲爆測試技術、試驗資源等方面仍存在較多技術空白?；诖?，本文開展航空器地面聲爆測試技術研究，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]進行聲陣列設計，根據(jù)航跡切入程序進行飛行試驗動作設計，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。以國產某型殲擊機為研究對象，開展了多個飛行狀態(tài)的地面聲爆實測，對該技術進行了應用驗證。

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，測量點遠離試驗對象，在真實大氣中聲爆從近場向中遠場的傳播，可以采用增廣Burgers方程來描述。經典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?shù)馗叨鹊拇髿饷芏群筒ㄋ?，隨高度變化而不同；b和β分別為吸收系數(shù)和非線性系數(shù)。

為了考慮真實非均勻大氣對聲爆傳播的影響，引入大氣非均勻性、幾何擴散效應和分子弛豫效應等的影響，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場傳播過程中發(fā)生復雜的演化[3]，至遠場后演化充分，形成由正逾壓(聲爆絕對壓力與時均背景壓力的差值)和負逾壓過程組成的聲爆信號，典型的遠場聲爆的逾壓波形接近“N”形或“U”形。在近地面空間范圍內，地面對聲爆的傳播會產生很大影響：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，地面對聲爆會產生散射，改變聲爆的傳播方向，使其進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。實際飛行試驗中，試驗條件(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，采用多個測點進行不同飛行時刻的相同方位的聲爆測量，通過對多個測點結果進行算數(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，實際應用中可根據(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，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，參考常見標準[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)傳聲器遠離地面(10米至數(shù)百米)，采用專用架高設施或者借助于建筑物、地形等，考察經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距離傳輸以及系統(tǒng)設計、控制和維護難度，且可在任意關注的區(qū)域進行測量，一般采用分布式測試系統(tǒng)設計。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)可獨立工作和在當?shù)剡M行數(shù)據(jù)預處理，各子系統(tǒng)之間采用統(tǒng)一的時間基準，各子系統(tǒng)測量數(shù)據(jù)經預處理后通過有限或無線網(wǎng)絡傳輸至測量控制站。

圖4 分布式地面聲爆測量系統(tǒng)設計方案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計

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

圖5 采用航跡切入程序進行試驗動作設計Fig.5 Schematic diagram of flight path intercept procedure for flight test run design

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

地面聲爆測試對空域和試驗場有特定要求：(1)應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，場地應選擇在可承受破壞或人類生產生活較少的地方；(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，可進行場地改造或環(huán)境構建；(4)試驗期間試驗空域內無其他飛行噪聲，無人類生產生活或自然界噪聲干擾測量。

1.4 綜合測量方案

進行地面聲爆測試還需要對試驗對象的飛行狀態(tài)、飛行航跡進行測量，對聲爆全傳播路徑上的大氣象條件進行測量，在試驗前需要完成測量點位置的測量。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)的測量通常采用機載測試系統(tǒng)，測量參數(shù)包括速度、高度、構型、姿態(tài)等。飛行航跡可采用衛(wèi)星定位系統(tǒng)(GPS/北斗)進行連續(xù)定位，通過差分來提高精度。聲爆測量點的位置也采用衛(wèi)星定位系統(tǒng)進行定位測量，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、風速、風向、大氣壓等，通常采用地面站和空中氣象測量設施進行測量。地面氣象測量位置應盡可能靠近聲爆測量點，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)域應覆蓋聲爆的整個傳播路徑，氣象測量應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，一般采用衛(wèi)星定位系統(tǒng)(GPS/北斗)時間。

2 某型飛機地面聲爆測試與分析

2.1 試驗方法

選擇某型國產殲擊機為試驗對象，進行不同飛行狀態(tài)的地面聲爆測試，進行本文提出的測試方案驗證，重點關注穩(wěn)定飛行狀態(tài)產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施進行聲爆測量。圖8為以聲陣列為核心的地面測試設施布置，聲陣列主方向沿目標飛行航跡地面投影，采用分布式測試系統(tǒng)，主要由3組聲陣列子系統(tǒng)組成；聲陣列設計尺寸為480 m(橫向)×1 200 m(航向)，共15個測量點，其中測量點1～11沿航向等間隔布置，測量點12和13沿橫向等間隔布置。測量點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，測量點14和15布置在測量點6附近(3個測量點之間間隔一定距離，避免測量干擾)，安裝高度分別為1.6 m和10 m。試驗前，對所有聲爆測量點采用差分GPS設備進行定位測量，實際測量點位置與目標位置偏差不大于2 m。

采用航跡切入程序進行飛行試驗，如圖7所示，試驗飛機切入位于聲陣列正上方的目標航線后，迅速調整至目標高度、速度、姿態(tài)、構型后保持不變，勻速直線飛越聲陣列，直至所有測量點測得的聲爆信號衰減至背景噪聲水平后，該試驗動作結束。現(xiàn)場設置了兩組飛行標識，用于引導飛行航線。

試驗中，在聲爆測量的同時，同步進行飛行狀態(tài)參數(shù)、飛行航跡和試驗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)，距離最遠的測量點的距離不大于1.0 km。在聲陣列中心附近設置了現(xiàn)場測試控制站，對聲爆測試系統(tǒng)、氣象條件測試系統(tǒng)進行控制和測試結果預處理，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

該系列飛行試驗共進行了3組試驗動作，試驗動作概況如表1所示。試驗動作1和試驗動作2為超低空飛行狀態(tài)，飛行狀態(tài)、航跡基本相同，用于進行聲爆測量的準確度、可重復性驗證。試驗動作3為高空超聲速巡航狀態(tài)，通過該試驗動作進一步驗證測試方案的適用性和可靠度。

表1 飛行試驗動作概況Table 1 Overview of flight test runs

2.2 試驗結果及分析

飛行試驗選擇在無降水、動作區(qū)無云、地面風速小且風向穩(wěn)定的氣象條件進行，圖9為具有代表性的試驗動作1執(zhí)行期間(聲爆產生時刻前后各30 s的平均)地面至空中氣象條件的測試結果，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，風速為3.4 m·s-1，風向東偏南48°。

圖9 試驗動作1的大氣條件測試結果Fig.9 Meteorological condition measurement results of test run 1

圖10和圖11分別給出了3組試驗動作的實測聲爆逾壓時間歷程和逾壓極值的對比。根據(jù)圖10，3組試驗動作中所有測量點自左至右依次接收到聲爆信號，試驗動作1和2的聲爆波形近似為“N”形與“U”形的組合，試驗動作3聲爆波形表現(xiàn)出更明顯的“N”形特征。該型飛機在平飛狀態(tài)、巡航構型下，其頭部、機翼、尾部等產生的激波和膨脹波波系是聲爆的主要成分，試驗動作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[3]中NASA開展的SR-71的聲爆試驗測量結果較為一致。

圖10 聲爆逾壓時間歷程測量結果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1至測量點11的逾壓進行了平均計算，平均值在圖中用直線給出。根據(jù)Steven’s Mark Ⅶ響度計算法[24]，試驗動作1和2的聲爆平均感覺響度級約120 PLdB，試驗動作3的聲爆平均感覺響度級約96 PLdB。

結合圖10和圖11可以看出，相比于試驗動作1，試驗動作2的正逾壓極值的平均值相差5%，最大負逾壓極值的平均值相差6%，考慮到兩次試驗的大氣條件和飛機飛行狀態(tài)并非理想上的完全一致，可認為試驗動作1和試驗動作2獲得了相近的測試結果。這說明對于同一目標試驗動作，本文的測試方案能夠可靠且可重復地進行聲爆測量。還可看出，盡管試驗動作1和試驗動作2中飛機沿陣列主方向可能保持勻速直線飛行，但每個試驗動作的聲陣列主方向上的測量點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行聲爆測量的必要性，即借助系綜平均法可減弱試驗條件不嚴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)籌設計，這是聲爆測試方案的關鍵。

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12和13的測量結果看，其逾壓波形和極值與陣列主方向上的測量點的結果相近，無法反映聲爆水平隨著橫向距離的變化趨勢。實際上，該聲爆測試飛行試驗的目的是進行技術方案的驗證，主要關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斷點為研究目的的情況，應加大聲陣列的橫向尺度，或采用航跡切入法，將航向調整為沿聲陣列的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6和不同離地高度的測量點14、測量點15的逾壓波形對比，這3個測量點的現(xiàn)場布置見圖8(b)。可以看出，不同離地高度的測量點波形有較大差異。位于地平面的測量點6，測量結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頭部、機身和尾部波系抵達地面的情形。對于離地有一定高度的測量點14、15，測得的聲爆信號包含直達信號和地面散射信號，且兩者到達傳聲器的時刻不相同，導致其波形和幅值相對于自由場發(fā)生畸變，盡管與飛機產生的未受地面污染的聲爆的特征有較大差異，但這是相應高度上人或者結構感受到的聲爆的實際情形，具有實際意義。這一結果表明，進行地面聲爆測試需要考慮試驗的目的，選擇恰當?shù)膫髀暺麟x地高度和安裝方式，采用在地面平面內安裝的方式能更好地獲取飛機真實的聲爆特征。

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

3 結論

本文開展了基于聲陣列的地面聲爆測試技術研究，采用系綜平均法進行聲陣列設計，形成了聲爆-飛行狀態(tài)-飛行航跡-大氣條件綜合測試技術方案，通過某型殲擊機的地面聲爆測試對提出的技術方案進行了驗證和應用分析。采用所提出的方案進行了多次地面聲爆測試和相關參數(shù)綜合測試。測試結果表明該方案合理可行，相同目標狀態(tài)的試驗結果一致性好，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。

飛機聲爆的傳播特征和空間分布復雜，飛行試驗技術投入高、動用資源多。本文研究聚焦于地面聲爆的測試技術方案設計和試驗驗證，下一步研究將關注以下方面：(1)開展大尺度聲陣列陣型設計和基于航跡切入程序的飛行動作設計方法研究，進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研究，并進行試驗驗證。