2019, Vol. 37
2. 高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室, 沈阳 110034
2. Aviation Key Laboratory of Science and Technology on High Speed and High Reynolds Number Aerodynamic Force Research, Shenyang 110034, China
声爆是超声速飞行器所特有的一种气动声学现象，是飞行器超声速飞行时产生的激波经非线性作用传到地面后形成的爆炸声。声爆现象会产生极大的噪声污染，并且具有短暂而急促的特点，容易引起惊吓和恐慌，严重影响人的生活和工作，能量巨大的声爆甚至可以直接损坏地面建筑物[1]。正因如此，20世纪70年代发展的以欧洲“协和号”与前苏联“图-144”为代表的第一代超声速客机被许多国家禁止在陆地上空，尤其是居民区上空作超声速飞行，故而其只能在海洋上空以超声速巡航，这导致其全程经济性和飞行效率大大降低，最终不得不退出商业运营[2-3]。要想发展新一代超声速民用飞机，降低声爆则成为首先需要突破的技术之一。
风洞试验是开展声爆研究的重要手段，可为理论分析和数值模拟提供所必须的验证，也可直接为远场声爆预测模型提供精确的近场压力分布试验数据[2-4]。与飞行试验相比，风洞试验具有成本低、周期短、易重复验证等优势。即便在CFD技术蓬勃发展的今天，对于新型飞行器研制以及复杂气动问题研究，风洞试验仍然是必不可少的研究手段。
利用风洞试验手段开展声爆现象研究已经有近60年的历史，最早可以追溯到1959年Carlson[5]在NASA兰利研究中心4英尺×4英尺超声速风洞中开展的研究工作。声爆风洞试验技术涉及试验模型的精确模拟、风洞流场的精确控制、近场压力信号的精确测量及试验数据的干扰修正等多个方面，其中关键在于空间压力信号的精确测量与辨识。经过几十年的试验研究[5-12]，以美国国家航空航天局(NASA)为代表的研究机构逐渐发展了多种形式的测压板[5]、静压探针[11]、测压轨[12]等声爆近场压力试验测量装置。由于在试验过程中传统测量技术所表现出的局限性，NASA于近年来提出了无反射测压轨[13]测量技术，大幅提高了声爆近场压力风洞试验测量的精准度，并且针对风洞试验过程中所存在的流场非均匀扰动，NASA发展了一种空间平均技术[14]，大幅降低了流场非均匀性对声爆测量结果的影响，提高了测量数据的可靠性。除美国外，日本[15]、俄罗斯[16-17]等国的相关航空研究机构在声爆近场压力的精确测量方面也开展了风洞试验研究。
在国内，近年来对于声爆现象的风洞试验研究逐步受到相关研究机构的关注，以中国航空工业空气动力研究院[18-20]、中国空气动力研究与发展中心和中国航天空气动力技术研究院等为代表的研究机构利用所发展的静压探针、测压轨等测量装置对声爆近场压力开展了风洞试验研究。
本文主要对声爆近场压力测量风洞试验技术的特点与难点、测量装置类型、发展趋势等方面作简要介绍，重点针对基于无反射测压轨的精确测量技术和数据修正技术进行了总结与分析。
1 声爆风洞试验的特点与难点声爆风洞试验的本质是近场脱体压力的测量。传统的常规风洞测压试验主要关心飞行器表面的压力分布，而声爆试验需要测量的是距离飞行器一定距离远处的空间压力分布。根据Whitham理论[21-22]，在风洞中进行声爆试验，除了模型几何外形相似、来流马赫数相同之外，还要求模型试验的h/l应与飞行条件相同，其中h为距离飞行器的垂直高度，l为飞行器的特征长度。与常规风洞试验相比，声爆试验在模型、支撑以及风洞流场品质等方面都有其技术特殊性。
1.1 试验模型声爆风洞试验模型的尺寸相比常规测力测压试验模型一般要小得多，具体模型的尺寸根据风洞试验段尺寸以及模型试验的h/l需求来确定。
关于声爆风洞试验模型的缩比尺度通常有两种思路。第一种思路是采用小尺度的模型[23-24](如图 1)，尽可能的测量距离模型较远处的空间压力分布。受当前超声速风洞尺寸限制，通常可测到5倍至50倍模型长度的距离(h/l=5~50)，这样做的好处是可以直接得到模型中、远场的声爆强度和波形。但是要求模型尺寸做的极小才能满足声爆信号的远场条件，而极小尺度的模型对飞机外形精确模拟以及模型的精细加工均带来极大的困难，很难保证远场压力分布的精确模拟。第二种思路是采用相对较大的模型[10, 25]，这样可以一定程度上克服模型外形模拟不准确及精细加工困难等问题，但受限于风洞尺寸，只能测量得到模型近场(通常指h/l < 5)的空间压力分布，再通过远场传播模型将近场数据推算到远场。
故而，权衡多方面问题合理选择声爆试验模型的缩比尺寸是获得理想试验结果的重要因素之一。早期的声爆风洞试验通常采用第一种思路，而近年来的声爆试验研究则主要采用第二种思路，主要原因是大尺寸模型外形模拟更准确，近场声爆信号更强，测量的精度和可靠性显著提高。因此，近年来的声爆风洞试验大多只能获得近场空间压力的分布。
在发展声爆数值预测技术和风洞试验技术过程中，美国NASA发布了一系列标准模型，通常用来作为声爆预测技术的校验。2014年，NASA在美国航空航天学会(AIAA)举办期间组织了第一届声爆预测研讨会[26-28]，目的是评估近场压力信号的数值模拟计算精度，为远场声爆预测奠定基础。会议采用了轴对称模型(SEEB-ALR)、69°后掠三角翼模型(DWB)和洛克希德马丁公司的低声爆概念机模型(LM-1021)等三个不同复杂程度的模型(如图 2所示)作为标准模型，参会各方对此开展了数值计算，并与其高质量的风洞试验数据进行了对比分析，结果显示数值预测结果与试验测量结果一致性总体较好，但仍存在一定误差。2017年，NASA仍在AIAA会议举办期间组织了第二届声爆预测研讨会[29-30]，与第一届会议主要关注近场压力计算方法不同，第二届会议将近场压力计算和远场声爆预测均作为讨论内容。关于近场压力计算，会议选择了四个不同复杂程度的模型作为标准模型(如图 3所示)，分别是轴对称模型(AXIE)、翼身组合模型(JWB)和两套全机概念模型(C25F通流模型和C25P带动力模型)。这些声爆标准模型已在全世界范围内得到了广泛的采用，可用于检验数值模拟方法和风洞试验技术的可靠性。
|
图 2 第一届AIAA声爆预测研讨会风洞试验模型[26] Fig.2 Wind-tunnel models for the first AIAA sonic boom prediction workshop[26] |
1.2 模型支撑
在风洞试验中需要将模型固定在试验段指定位置，必然会引入额外的模型支撑结构，声爆试验常用的模型支撑方式有尾撑和背撑两种形式。研究表明，模型支撑会对声爆信号测量结果特别是后体声爆信号产生重要的影响[31]，因此声爆试验设计中需要考虑模型支撑带来的测量信号干扰问题。
为了减小风洞试验中模型支撑对飞行器后体声爆特征的影响，人们进行了多种尝试。其中一种方法是将试验模型尾部支撑与飞行器尾喷管羽流的有效外形进行一体化设计，即利用模型支杆的几何外形来模拟飞行器喷管羽流的形状[32-33]以此减小模型支撑对真实飞行器后体声爆信号的干扰。这种支撑方法虽能在一定程度上改善测量结果，但其也存在缺点，主要是不同的飞行条件对应着不同的喷流条件，喷管羽流的有效外形也不相同，这就需要设计一系列模拟不同羽流边界的尾撑支杆，且设计结果仍存在一定不确定性，因此限制了这种支撑方法的广泛使用。
近年来，随着对飞机后体声爆特征的关注，研究人员发展了一种叶片型支撑方式[34]，其实质是一种外形经过精心设计的带后掠的模型背部支撑方法。美国湾流公司的低声爆概念机风洞试验即采用了这种支撑方法，如图 4所示。研究表明，这种叶片型支撑从模型背部伸出并沿着马赫线后掠，可以使得模型支撑对声爆信号测量的影响达到最小化，这种支撑方法在近年来的低声爆模型，尤其是主要关注后体声爆特性的研究中得到了广泛的应用。
|
图 4 采用叶片支撑的低声爆概念机模型三视图[34] Fig.4 Three-view drawing of low-boom aircraft concept with a blade mount[34] |
由于声爆试验模型尺寸较小，测量的又是与模型有一定距离的空间压力信号，与常规模型表面测压试验相比，通常情况下声爆试验测量的空间压力信号要弱得多，因此声爆试验对风洞试验段的流场品质提出了更高要求。但是由于加工和装配误差，风洞试验段壁面总不可避免地会存在一些缺陷，这将导致风洞流场在空间上存在一定的不均匀性[35]。另外，由于风洞的主控系统一般都采用基于伺服反馈的动态调节方法，当试图将流场总压保持在某一设定值时，严格来说流场参数仍是随时间波动的[24]。这些空间不均匀性和时间非定常性的影响对于常规风洞试验来说可能不会带来太大问题，但是对于声爆试验，这些影响带来的流场压力波动可能比模型激波诱导的声爆空间过压还要大，因此对于声爆近场空间压力测量试验，风洞流场的空间均匀性和时间稳定性影响都是需要重点考虑的问题。在开展声爆试验之前有必要对风洞试验段流场进行校测，充分了解风洞的流场特性，以便确定开展声爆试验的具体方案，选择合适的试验工况，以及模型和测量设备在风洞中的摆放位置。
1.4 其它干扰因素风洞试验过程中模型一般都存在振动，其振动特性与模型尺寸、气动载荷以及支撑刚度等多种因素有关，模型振动对声爆信号的精确测量也可能产生影响[24]。试验模型及测量设备产生的激波在试验段壁面上的反射及激波与壁面边界层的相互干扰等因素[14]，都会对声爆信号测量造成一定的影响。此外，试验介质的湿度对声爆测量结果的影响也需考虑[14]，环境温度的变化也可能会对压力测量结果产生一定的影响[24]，因此试验过程中需要严格控制试验介质的湿度在很低的水平，并尽量保持介质湿度和环境温度的相对稳定。
1.5 技术难点小结通过以上分析，声爆空间压力测量风洞试验可能受到多种因素的干扰，这都将增加测量结果的不确定性，故其技术难点主要体现在以下几个方面：
(1) 模型尺寸较小，空间压力信号较弱，测量结果信噪比较低；
(2) 风洞流场的空间不均匀性与时间非定常性对测量结果可能造成影响；
(3) 支架干扰、模型振动、激波反射及其与边界层干扰对测量结果的影响需要在测量方案设计中仔细考虑；
(4) 试验介质湿度和环境温度变化等对测量结果可能带来影响，试验过程中应尽可能保证介质条件的稳定性。
2 声爆风洞试验技术的发展趋势声爆风洞试验技术的核心是近场空间压力精确测量技术。自1959年Carlson[5]首次在超声速风洞中开展声爆试验研究以来，在几十年的时间里研究人员逐渐发展了测压板、静压探针和测压轨等多种空间压力测量技术。下面将针对这几种空间压力测量技术分别进行简要介绍。
2.1 测压板空间压力测量最直接的方法就是采用静压探针，但是由于声爆试验需要得到压力信号的空间分布，探针测量的试验效率不高，特别是对于复杂模型试验效率通常是难以接受的。为解决这一问题，Carlson等设计了专用的测压板，又称为反射平板，它是一种采用表面布置有多个测压孔的平板装置来测量空间压力分布的测量技术，1959年Carlson[5]进行的声爆试验即采用了这种测量技术。如图 5所示，将测压板固定安装在风洞壁面，采用支撑机构支撑模型在距离测压板一定高度位置处，利用测压板表面的多个测压孔进行模型空间压力信号的测量。
理想情况下，测压板表面的反射系数为2.0，即采用测压板测量得到的声爆过压是真实值的两倍，1961年Carlson[36]通过静压探针和测压板测量结果的对比试图验证这一结论。但是，由于在流场中测压板表面存在严重的边界层累积，模型激波与测压板边界层相互作用影响了测压板的反射效果，因此一般情况下测量结果并不理想。
2.2 静压探针自Carlson的试验之后，研究者又回到了采用静压探针测量的方法。在长达几十年的声爆风洞试验研究中，发展了多种形式的超声速静压探针[11, 37-39]，其中一种细长的锥形探针得到了广泛的应用[11]，如图 6所示，探针直径为0.2英寸，半锥角通常在1°~2°之间，在前端锥段约一半位置的截面上均匀分布有四个测压孔。这种探针适用的马赫数范围广，对测量结果无反射，测量精度较高。
采用静压探针进行声爆信号的压力测量是一种单点测量技术，其主要缺点在于试验效率较低，为了获得一个复杂模型状态的近场压力分布数据往往需要几十分钟甚至超过一小时的试验时间，这对于连续式风洞虽然可以实现，但是超声速试验的能耗是十分巨大的，对于暂冲式风洞来说，因受气源条件限制，几乎是不可能完成的。另外，即便是连续式超声速风洞，要想在如此长运行时间内保持试验段条件的平稳，依然是十分困难的。这些因素也增加了采用静压探针开展声爆信号测量结果的不确定性。为了克服上述不足，研究人员发展了测压轨测量技术。
2.3 测压轨测压轨是一种在细长形轨道上密集分布排成直线的几百个测压孔的空间压力测量装置，相比于静压探针其优点是试验效率高，一般能够在一次测量中得到一个完整的空间压力分布信号。与传统的在大面积平板上布置若干成方阵的测压孔的测压板相比，这种测压轨是在又细又长的条形轨道表面上布置一排测压孔，轨道表面为细长平面或弧面，因而与测压板相比，其大大减小了边界层累积造成的测量不确定性。近年来，美国和日本相继采用该形式的测压轨[8, 14, 40-41]分别在NASA和JAXA的超声速风洞中开展了声爆试验研究，如图 7所示。
|
图 7 测压轨试验装置 Fig.7 Wind-tunnel test devices with pressure measurement rail |
采用测压轨技术进行声爆信号测量仍存在一定缺点。相比测压板，测压轨虽然较大幅度减弱了边界层累积，但测压轨装置本身厚度依然较大，对流场带来的干扰仍然严重。另外，前期采用的测压轨高度不够，导致测压面距离风洞壁面高度不足，无法完全避免洞壁边界层的影响以及模型波系经壁面反射对测量结果造成的干扰。经过实际验证表明，测压轨表面不同位置的反射系数仍然存在不确定性，并非理想的2.0。为了克服以上问题，近年来研究人员进一步发展了新型的无反射测压轨。
3 无反射测压轨在传统静压探针和前述测压轨测量技术的研究基础上，2011年NASA率先提出无反射测压轨的概念[12-13, 24]，称之为RF1.0(Reflection Factor 1.0)测压轨。所谓无反射测压轨，是指测压轨的测压表面对模型波系不产生反射，即不会对空间压力的测量结果产生放大影响，其原理就如同采用超声速静压探针获取压力一样。
3.1 无反射测压轨的设计思想如前文所述，在几十年的声爆风洞试验研究中，一方面，超声速静压探针得到了成功的应用，这种探针对空间压力测量结果无反射，具有较高测量精度，但试验效率严重不足；另一方面，测压轨技术可以高效的测量空间压力信号，但测量精度仍不能令人满意。受此启发，NASA研究人员率先将传统静压探针与测压轨的优势相结合，发展了一种新型的无反射测压轨[13]。这种测压轨的顶端设计为与静压探针类似的圆弧形，在圆弧面上布置测压孔，这种设计使得测压轨顶端与静压探针表面具有相似的流动特性，可以很好的解决测量面对激波的反射干扰。测压轨从顶端到底部设计成一体形式，两侧面呈夹角很小的薄刃形状，以期尽可能地减弱对流动的干扰。测压轨所需具体高度与模型尺寸、试验Ma数以及洞壁边界层厚度等因素有关。如图 8所示，在NASA埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺超声速风洞中，这种测压轨的高度为14英寸，可以避免洞壁边界层的影响以及模型激波经由风洞壁面反射对测压孔测量结果造成的影响。这种新型测压轨非常薄，顶端直径只有0.1英寸，底部宽度为1英寸，两侧面呈3.5°夹角。这样的外形设计使得新型测压轨对流场干扰比较小，并且实现了测压表面的无反射条件，即反射系数为1.0。
近年来，NASA在埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺超声速风洞应用这种测量技术开展了多期声爆近场压力测量风洞试验研究。NASA举办的第一届和第二届声爆预测研讨会，所采用的标准模型均采用无反射测压轨得到风洞试验数据[14, 28, 29, 42]。Durston等近期[43-45]开展的发动机喷管羽流与飞行器后体激波相互作用对声爆特征的影响研究试验中也采用了这种新型测压轨进行声爆近场压力信号的测量。中国航空工业空气动力研究院于2016年开始，依托FL-60三声速风洞开展了声爆近场压力测量风洞试验技术研究[19, 20]，建立了基于无反射测压轨的空间压力精确测量技术，图 9给出了模型及测量装置在风洞中的安装形式。上述研究均表明，试验数据与数值模拟结果重合性较好，无反射测压轨测量技术的可靠性得到了较好的验证。
3.2 无反射测压轨的干扰修正
虽然与传统测压轨相比，无反射测压轨对流场干扰比较小，但对于声爆信号测量仍然会引入不可忽视的误差，必须对测压轨造成的干扰进行修正[13, 14, 40, 42]。这样做的主要目的是扣除测压轨本身对流场的干扰，保证测量结果仅仅是模型产生的信号。如图 10所示，干扰修正方法如下：
第一步，将模型置于测压轨上方测量位置，测量得到模型与测压轨等全体部件在流场中的情况下的空间压力分布数据，称之为测量车次数据；
第二步，将模型移到测量区域之外或将其拆除，测量得到只有测压轨在流场中的情况下的空间压力分布数据，称之为参考车次数据；
第三步，将空间压力分布的测量车次数据减去参考车次数据，得到的差值认为是模型产生的波系所引起的空间压力变化，即近场声爆过压。
声爆试验数据处理采用无量纲化的声爆过压
| $ {f_i} = {(\frac{{p - {p_\infty }}}{{{p_\infty }}})_{{\rm{corrected}}}} = {(\frac{{p - {p_\infty }}}{{{p_\infty }}})_{{\rm{run}}}} - {(\frac{{{\rm{ }}p - {p_\infty }}}{{{p_\infty }}})_{{\rm{ref}}}} $ | (1) |
图 11给出了Boom1 VS2模型在NASA埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺超声速风洞中测量车次数据与参考车次数据之间的差异[42]。从图中可以看出，虽然无反射测压轨能实现测压表面的无反射，但其本身对流场的干扰确实不可忽略，必须采用参考车次数据对测量车次数据进行修正，才能得到正确的模型近场声爆信号。
|
图 11 测压轨测量的模型压力信号的干扰修正技术[42] Fig.11 Distortion correction technique to isolate model pressure signature with rail[42] |
由于声爆试验的特殊性，低声爆模型近场声爆过压的绝对值通常只有几百帕的量级，这就要求风洞试验中所采用的压力测量传感器及数据采集系统的精度必须足够高，因此传感器的量程匹配问题是至关重要的。近年来开展的基于无反射测压轨的声爆试验多采用电子压力扫描阀测量系统[14, 42]。如图 12所示，这是一个高度模块化的压力测量系统，配有1PSI、2.5PSI、5PSI、10PSI、15PSI等多种量程的扫描阀块，测压精度一般为满量程的0.05%。考虑一般超声速风洞试验段静压范围，对于近场声爆过压通常只有几百帕量级的低声爆模型，一般应选择2.5PSI量程以下的扫描阀模块才能保证声爆信号测量结果的可靠性。
|
图 12 PSI 8400压力数据采集系统 Fig.12 PSI 8400 electronic pressure scanners |
无反射测压轨设计思想和干扰修正及传感器量程匹配等技术的提出，大幅提高了声爆风洞试验测量结果的效率和精度。但是因超声速风洞的特殊性，试验段流场中不可避免地存在由激波和膨胀波引起的非均匀扰动，无反射测压轨虽然很好地消除了自身的干扰，但并不能消除风洞流场本身存在的扰动。空间平均技术的引入，能够大幅减弱这些因流场非均匀扰动带来的测量误差。
4 空间平均技术空间平均技术[13, 14, 19, 42]是在无反射测压轨测量技术的基础上，近年来发展的一种针对超声速风洞试验段流场非均匀性的数据修正技术。空间平均技术是指在试验过程中固定测压轨，在测压轨上方沿风洞轴向以固定间隔移动模型，在模型所处的不同轴向位置开展多次测量将测量数据进行平均，进而得到模型近场声爆信号的一种试验技术。
4.1 开展空间平均测量的必要性世界上所有的超声速风洞都存在一定的不均匀特性[42]，图 13展示了NASA埃姆斯研究中心的9英尺×7英尺风洞和中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞[19]的空风洞纹影图像，从图中可以看出这些风洞试验段流场都存在一定的杂波。这些杂波可能导致气流马赫数、流向角、压力等流场参数在空间各个方向上都不是绝对均匀的，并且随着风洞总压的波动，这些流场参数在时间上也表现出一定的非定常特性。而上述发展的各种空间压力测量技术均无法消除风洞流场本身的非均匀扰动带来的测量误差。实践证明[13, 14, 19, 42]空间平均技术对于这种流场非均匀性影响是一种行之有效的数据修正方法。
|
图 13 风洞流场的纹影图像 Fig.13 Shadowgraph images in wind tunnel |
空间平均技术的具体方法如图 14所示[13]。模型在测压轨上方沿轴向以一定间隔距离移动，共测量N个位置，在每个位置处采集一次测量数据，经过测压轨干扰修正的无量纲声爆过压记为fi。然后将这N组测量数据进行位置对齐后作算数平均，即得到空间平均后的模型近场声爆过压测量结果，记为f，即
| $ \overline f = \frac{{\sum {f_i}}}{N} $ | (2) |
由此得到测量数据的标准差如下：
| $ \sigma = \sqrt {\frac{{\sum {{({f_i} - \overline f )}^2}}}{N}} $ | (3) |
从NASA提出空间平均技术以来，其后期进行的几乎所有声爆风洞试验研究都采用了该技术，测量结果表明，该技术在改善风洞流场的非均匀性方面展示出了显著的效果。中国航空工业空气动力研究院近年来基于FL-60风洞发展的声爆近场压力测量技术也采用了空间平均技术，并完成了SEEB-ALR声爆标模的验证性试验[19-20]。
图 15给出了NASA开展的AS2、Boom1 VS2和Aft deck三种模型采用空间平均技术后得到的试验数据[42, 44]。从中可以看出，通过空间平均技术，风洞流场非均匀性引起的模型声爆信号的测量误差大幅降低。同时，在开展多次测量的过程中，增加了空间压力分布数据的总采样时间，这使得在空间平均的同时也达到了时间平均的效果，因而对风洞流场的时间非均匀性也有很好的消除作用。
|
图 15 三种模型的空间平均测量数据 Fig.15 Averaged signatures for three models |
声爆作为超声速民用飞机的关键技术之一，以美国为代表的世界航空强国已经开展了近60年的深入研究，风洞试验技术作为一种重要手段，具有重要研究意义。本文从试验模型、支撑装置及风洞流场品质等几个方面简要介绍了声爆风洞试验技术的特点与难点。按照空间压力测量装置的不同，将试验技术归纳为测压板、静压探针、测压轨、无反射测压轨等四类空间压力测量技术，分析了声爆风洞试验技术的发展趋势。重点针对基于无反射测压轨的空间压力精确测量技术和数据修正技术进行了总结与分析。空间平均技术作为消除风洞空间和时间非均匀性干扰的重要技术，可大幅改善测量结果的精度。无反射测压轨和空间平均技术相结合的综合测量手段具有试验效率高、测量精度高、可有效降低流场非均匀扰动误差等优点，是声爆近场压力测量技术的重要发展方向。
目前在风洞试验中进行声爆近场压力测量仍是以接触式测量技术为主，测量设备本身对流场存在一定干扰，随着非接触式压力测量技术的不断发展以及测量精度的提高，未来非接触式压力测量技术有望应用于声爆风洞试验中。另外，常规风洞试验中始终无法完全消除支撑干扰对声爆近场压力测量结果带来的影响，弹道靶等新型地面试验技术或是值得探索的方向。
| [1] |
LEATHERWOOD J D, SULLIVAN B M, SHEPHERD K P, et al. Summary of recent NASA studies of human response to sonic booms[J]. The Journal of the Acoustical Society of America, 2002, 111(586). |
| [2] |
朱自强, 吴宗成, 陈迎春, 等. 民机空气动力学设计先进技术[M]. 上海: 上海交通大学出版社, 2013. ZHU Z Q, WU Z C, CHEN Y C, et al. Advanced technology of aerodynamic design for commercial aircraft[M]. Shanghai: Shanghai Jiao Tong University Press, 2013. (in Chinese) |
| [3] |
朱自强, 兰世隆. 超声速民机和降低音爆研究[J]. 航空学报, 2015, 36(08): 2507-2528. ZHU Z Q, LAN S L. Study of supersonic commercial transport and reduction of sonic boom[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(8): 2507-2528. (in Chinese) |
| [4] |
MAGLIERI D J, BOBBITT P J, Plotkin K J, et al. Sonic boom six decades of research[R]. NASA/SP-2014-622, 2014.
|
| [5] |
CARLSON H W. An investigation of some aspects of the sonic boom by means of wind-tunnel measurements of pressures about several bodies of revolution at a Mach number of 2.01[R]. NASA TND-161, 1959.
|
| [6] |
SBROUT B L, MACK R J, DOLLYBIGB S M. A wind-tunnel investigation of sonic-boom pressure distributions of bodies of revolution at Mach 2.96, 3.83, and 4.63[R]. NASA TND-6195, 1971.
|
| [7] |
MACK R J, DARDEN C M. Wind-tunnel investigation of the validity of a sonic boom minimization concept[R]. NASA TP-1421, 1979.
|
| [8] |
MAKINO Y, NOGUCHI M. Sonic-boom research activities on unmanned scaled supersonic experimental airplane[R]. AIAA Paper 2003-3574, 2003.
|
| [9] |
MACK R J. An analysis of measured sonic-boom pressure signatures from aLangley wind-tunnel model of a supersonic-cruise business jet concept[R]. NASA TM-2003-212447, 2003.
|
| [10] |
GRAHAM D H, DAHLIN J A, PAGE J A, et al. Wind-tunnel validation of shaped sonic boom demonstration aircraft design[J]. AIAA Paper 2005-0007, 2005. |
| [11] |
BOBBITT P J, DARDEN C M. A wedge-shaped supersonic flow field probe[R]. NASA CP-10133, Ⅱ: 379-398, 1993.
|
| [12] |
DURSTON D A, CLIFF S E, WAYMAN T R, et al. Near field sonic boom test on two low-boom configurations using multiple measurement techniques at NASA Ames[R]. AIAA Paper 2011-3333, 2011.
|
| [13] |
CLIFF S, ELMILIGGUI A, AFTOSMIS M, et al. Design and evaluation of a pressure rail for sonic boom measurement in wind tunnels[C]. Seventh International Conference on Computational Fluid Dynamics (ICCFD7), BigIsland, Hawaii, July 9-13, 2012.
|
| [14] |
MORGENSTERN J M. How to accurately measure low sonic boom or model surface pressures in supersonic wind tunnels[R]. AIAA 2012-3215, 2012.
|
| [15] |
FURUKAWA T, MAKINO Y, NOGUCHI M, et al. Supporting system study of wind-tunnel models for validation of aft-sonic-boom shaping design[R]. AIAA 2008-6596, 2008.
|
| [16] |
KISELEVA T, KOSINOV A, ERMOLAEV Y, et al. Modeling of sonic boom phenomena[C]. Proceeding of the International Conference on High-Speed Vehicle Science and Technology (HiSST), Moscow, Nov. 25th-29th, 2018.
|
| [17] |
PRITULO T, CHENEYSHEV S, IVANOV A, et al. Development of the technique of sonic boom experimental researches[C]. Proceeding of the International Conference on High-Speed Vehicle Science and Technology (HiSST), Moscow, Nov. 25th-29th, 2018.
|
| [18] |
QIAN Z S, YANG X M. Key aerodynamic technologies of high Mach number civil transport[C]. Proceeding of Young Research Conference of the 5th International Forum of Aviation Research, Zhuhai, China, November 8th-11th, 2014.
|
| [19] |
刘中臣, 钱战森, 冷岩.声爆近场空间压力分布风洞试验精确测量技术研究[C].首届中国空气动力学大会, 2018年8月15-19日, 四川绵阳. LIU Z C, QIAN Z S, LENG Y. Research on accurate measurement techniques of pressure distribution in wind tunnel near field sonic boom test[C]. The First Chinese Conference of Aerodynamics. 15-19 August 2018, Mianyang, Sichuan. |
| [20] |
LENG Yan, QIANZhansen, LIU Zhongchen. Numerical simulation assistant design of the near-field sonic boom signature measurement system for AVIC ARI's FL-60 wind tunnel[C]. Proceeding of the International Conference on High-Speed Vehicle Science and Technology (HiSST), Moscow, Nov. 25th-29th, 2018.
|
| [21] |
WHITHAM G B. The flow pattern of a supersonic projectile[J]. Communications on Pure & Applied Mathematics, 1953, 1: 301-348. |
| [22] |
WHITHAM G B. On the propagation of weak shock waves[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1965, 1: 290-318. |
| [23] |
EDGE P M, HUBBARD HH. Review of sonic-boom simulation devices and techniques[J]. Journal of the Acoustical Society of America, 1972, 51: 722-728. DOI:10.1121/1.1912905 |
| [24] |
CARLSON H W, MORRIS O A. Wind-tunnel sonic-boom testing techniques[J]. Journal of Aircraft, 1967, 4(3): 245-249. DOI:10.2514/3.43827 |
| [25] |
MACK R J, KUHN N S. Determination of an extrapolation distance with pressure signatures measured at two to twenty span lengths from two low-boom models[R]. NASA TM-2006-214524, 2006.
|
| [26] |
CLIFF S E, DURSTON D A, ELMILIGUI AA, et al. Computational and experimental assessment of models for the first AIAA sonic boom prediction workshop[R]. AIAA 2014-0560, 2014.
|
| [27] |
Park M A, Morgensterny J M. Summary and statistical analysis of the first AIAA sonic boom prediction workshop[J]. AIAA Paper 2014-2006, 2014. |
| [28] |
MORGENSTERN J M. Measurements supporting the 2014 first sonic boom workshop prediction cases[R]. AIAA 2014-2007, 2014.
|
| [29] |
PARK M A, NEMEC M. Near field summary and statistical analysis of the second AIAA sonic boom prediction workshop[R]. AIAA 2017-3256, 2017.
|
| [30] |
RALLABHANDI S K, LOUBEAU A. Summary of propagation cases of the second AIAA sonic boom prediction workshop[R]. AIAA 2017-3257, 2017.
|
| [31] |
FERRI A, WANGHuaichu. Observations of problems related to experimental determination of sonic boom[R]. NASA SP-255, 1970..
|
| [32] |
HICKS R M, MENDOZA J P, THOMAS C L. Pressure signatures for the Apollo command module and the Saturn V launch vehicle with a discussion of the strong shock extrapolation procedures[R]. NASA TMX-62117, 1972.
|
| [33] |
HICKS R M, MENDOZA J P. A brief study of the space shuttle sonic boom during ascent[R]. NASA TMX-62050]. 1971.
|
| [34] |
WAYMAN T R, WAITHE K A, HOWE D C, et al. Near field acoustic test on a low boom configuration inLangley's 4×4 Wind Tunnel[R]. AIAA Paper 2011-3331, 2011.
|
| [35] |
JACKSON C M, Jr, Corlett W A, et al. Description and calibration of the Langley Unitary Plan Wind Tunnel[R]. NASA TP 1905, 1981.
|
| [36] |
CARLSON H W. An investigation of the influence of lift on sonic boom intensity by means of wind-tunnel measurements of the pressure fields of several wing-body combinations at a Mach number of 2.01[R]. NASA TND-881, 1961.
|
| [37] |
CARLSON H W. Measurements of the flow properties in the vicinity of three wing-fuselage combinations at Mach numbers of 1.61 and 2.01[R]. NASA TMX-64, 1967.
|
| [38] |
PUTNAM L E, CAPONE F J. Experimental determination of equivalent solid bodies to represent jets exhausting into a Mach 2.24 external stream[R]. NASA TND-5553, 1969.
|
| [39] |
BOBBITT P J, MAGLIERI D J, BANKS D W, et al. Wind-tunnel and flight-test results for the measurements of flow variables at supersonic speeds using improved wedge and conical probes[R]. NASA TM-2012-216004, 2012.
|
| [40] |
MORGENSTERN J M. Distortion correction for low sonic boom measurement in wind tunnels[R]. AIAA 2012-3216, 2012.
|
| [41] |
FURUKAWA T, MAKINO Y, NOGUCHI M, et al. Supporting system study of wind-tunnel models for validation of aft-sonic-boom shaping design[R]. AIAA Paper 2008-6596, 2008.
|
| [42] |
DURSTON D A, ELMILIGUI A A, CLIFF S E, et al. Experimental and computational sonic boom assessment of Boeing N+2 low boom models[R]. AIAA 2014-2140, 2014.
|
| [43] |
CLIFF S E, Denison M, Moini-Yekta S, et al. Wind tunnel model design for sonic boom studies of nozzle jet flow with shock interactions[R]. AIAA 2016-2035, 2016.
|
| [44] |
DURSTON D A, CLIFF S E, DENISON M, et al. Nozzle plume/shock interaction sonic boom test results from the NASA Ames 9-by 7-foot supersonic wind tunnel[R]. AIAA 2017-0041, 2017.
|
| [45] |
SMITH N T, DURSTON D A, HEINECK J T. Retroreflective background-oriented schlieren imaging results from the nasa ames plume-shock interaction test[R]. AIAA 2017-0043, 2017.
|
| [46] |
SCHAIRER E T, KUSHNER L K, DRAIN B A, et al. Stereo photogrammetry measurements of the position and attitude of a nozzle-plume/shock-wave interaction model in the NASA Ames 9-by 7-Ft supersonic wind tunnel[R]. AIAA 2017-1053, 2017.
|
| [47] |
WINSKI C S, CARTER M B, ELMILIGUI AA. Computational and experimental study of plume and shock interaction effects on sonic boom in the NASA Ames 9x7 supersonic wind tunnel[R]. AIAA 2018-0331, 2018.
|