考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法技術(shù)

本發(fā)明專利技術(shù)提供一種考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法，包括以下步驟：根據(jù)飛行高度、飛行馬赫數(shù)及大氣條件等飛行參數(shù)，采用射線追蹤技術(shù)確定聲爆由飛機(jī)附近的近場聲爆信號提取位置E1傳播到地面遠(yuǎn)場E2的聲爆傳播路徑；確定大氣邊界層厚度；以近場聲爆作為輸入波形，采用增廣Burgers方程將其傳播至大氣邊界層頂；采用修正的馮

【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法


[0001]本專利技術(shù)屬于空氣動力學(xué)
，具體涉及一種考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法。

技術(shù)介紹

[0002]更快的旅行速度是人類永恒的追求。從國際航空運(yùn)輸業(yè)的發(fā)展來看，相比于目前技術(shù)已較為成熟的高亞聲速民機(jī)，超聲速民機(jī)具有飛行速度快的優(yōu)勢，其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”，已經(jīng)逐漸成為未來民機(jī)發(fā)展的重點方向之一。然而，從以“協(xié)和”號等為代表的第一代超聲速民機(jī)的商業(yè)運(yùn)營表現(xiàn)來看，超聲速民機(jī)特有的聲爆問題是制約其發(fā)展的瓶頸問題之一。為解決這一瓶頸問題并設(shè)計出可靠的低聲爆超聲速民機(jī)，高精度的聲爆預(yù)測方法是首先要突破的關(guān)鍵技術(shù)。
[0003]聲爆是由飛行器超聲速飛行時產(chǎn)生的激波、膨脹波系在大氣中傳播而形成的，是一種強(qiáng)非線性現(xiàn)象。從聲爆的形成角度來看，聲爆預(yù)測涉及的尺度廣(從十幾千米高空到地面)，大氣的分層、耗散吸收、湍流等復(fù)雜現(xiàn)象對聲爆波形的影響顯著，聲爆的可靠預(yù)測存在較大困難。
[0004]現(xiàn)有的高精度聲爆預(yù)測方法主要分為兩大類：一類是依據(jù)聲爆形成特點，將聲爆傳播的區(qū)域分成近場和遠(yuǎn)場兩個區(qū)域，近場采用目前技術(shù)已較為成熟的計算流體力學(xué)技術(shù)進(jìn)行流場模擬來獲取近場聲爆信號，遠(yuǎn)場則采用考慮大氣各個效應(yīng)的傳播模型(如廣泛采用的增廣Burgers方程)，將近場聲爆傳播到遠(yuǎn)場以獲得遠(yuǎn)場波形，稱為近場CFD計算與遠(yuǎn)場傳播模型結(jié)合方法；另一類是不區(qū)分聲爆傳播的近場和遠(yuǎn)場，而直接將包含飛機(jī)的近場和遠(yuǎn)場作為整個流動求解域，通過求解考慮大氣效應(yīng)的三維流動控制方程來獲得遠(yuǎn)場波形，稱為全場模擬方法。
[0005]目前，這兩類方法雖然已經(jīng)能夠考慮真實大氣中的分層、熱粘性吸收和分子馳豫等效應(yīng)，但還無法有效模擬大氣湍流對聲爆傳播的影響，尤其是無法模擬大氣湍流場中的渦流對聲爆波形的衍射作用。
[0006]大氣湍流效應(yīng)對原始經(jīng)典聲爆N型波的畸變和扭曲有重要貢獻(xiàn)。20世紀(jì)60年代，在測量聲爆的大量飛行試驗中，都觀察到聲爆在穿過大氣湍流邊界層時會發(fā)生扭曲和畸變現(xiàn)象。聲爆傳播的射線在穿過大氣邊界層時，大氣湍流的隨機(jī)脈動會使聲爆波形的波前發(fā)生褶皺。褶皺的波前會導(dǎo)致傳播射線的聚焦和焦散，進(jìn)而導(dǎo)致波前的折疊，從而會觀察到比原始N型波更加尖銳或抖動的波形。原始的基于增廣Burgers方程傳播的方法和全場模擬方法都沒能有效考慮大氣湍流對聲爆波形的影響，從而無法復(fù)現(xiàn)大氣邊界層湍流對波形扭曲和波前折疊的現(xiàn)象，造成遠(yuǎn)場聲爆的預(yù)測結(jié)果在波形細(xì)節(jié)上與飛行測量結(jié)果差別較大。

技術(shù)實現(xiàn)思路

[0007]針對現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本專利技術(shù)提供一種考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法，可有效解決上述問題。
[0008]本專利技術(shù)采用的技術(shù)方案如下：
[0009]本專利技術(shù)提供一種考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法，包括以下步驟：
[0010]步驟1，獲取待預(yù)測的飛行器的飛行參數(shù)，確定用于傳播的近場聲爆信號的初始參數(shù)；其中，所述近場聲爆信號的初始參數(shù)包括近場聲爆信號的提取位置E1，以及近場聲爆信號的近場波形信息；
[0011]步驟2，根據(jù)步驟1確定的飛行器的飛行參數(shù)，采用射線追蹤技術(shù)，獲得由提取位置E1到地面遠(yuǎn)場E2的聲爆傳播路徑；
[0012]步驟3，預(yù)設(shè)大氣邊界層厚度參數(shù)；根據(jù)大氣邊界層厚度參數(shù)，確定大氣邊界層頂端E3；其中，大氣邊界層的底端即為地面；
[0013]大氣邊界層將步驟2確定的聲爆傳播路徑劃分為兩個區(qū)段，分別為：提取位置E1到大氣邊界層頂端E3的聲爆第一傳播路徑區(qū)段，大氣邊界層頂端E3到地面遠(yuǎn)場E2的聲爆第二傳播路徑區(qū)段；其中，聲爆第一傳播路徑區(qū)段位于大氣邊界層頂端E3的上方；聲爆第二傳播路徑區(qū)段位于大氣邊界層內(nèi)部；
[0014]步驟4，對于聲爆第一傳播路徑區(qū)段，以步驟1確定的近場聲爆信號的近場波形信息作為輸入項，通過求解考慮大氣分層、熱粘吸收、分子弛豫、幾何聲學(xué)、大氣風(fēng)梯度和非線性效應(yīng)的增廣Burgers方程，將近場聲爆信號沿聲爆第一傳播路徑區(qū)段傳播至大氣邊界層頂端E3，從而得到大氣邊界層頂端E3位置的聲爆信號；
[0015]步驟5，預(yù)設(shè)與聲爆傳播路徑垂直的方向作為橫向方向；在聲爆第二傳播路徑區(qū)段與橫向方向確定的二維空間中，采用修正的馮
·
卡門能譜和傅里葉模態(tài)方法，生成均勻各項同性的大氣邊界層湍流；
[0016]步驟6，在大氣邊界層湍流內(nèi)，將步驟4得到的大氣邊界層頂端E3位置的聲爆信號作為輸入，采用考慮大氣湍流的衍射、風(fēng)速脈動效應(yīng)的二維HOWARD方程，將大氣邊界層頂端E3位置的聲爆信號沿聲爆第二傳播路徑區(qū)段傳播至地面遠(yuǎn)場E2，從而預(yù)測得到地面遠(yuǎn)場E2位置的聲爆信號。
[0017]優(yōu)選的，步驟1中，所述近場聲爆信號的近場波形信息，來源于風(fēng)洞試驗、飛行試驗和CFD數(shù)值模擬的結(jié)果，具體為飛行器近場擾動壓強(qiáng)沿飛行器空間軸向的序列信息；所述近場聲爆信號的提取位置E1，為距航跡的距離和偏角。
[0018]優(yōu)選的，步驟1中，所述飛行器的飛行參數(shù)，包括：巡航馬赫數(shù)、巡航高度、飛行方向和當(dāng)時的平均大氣環(huán)境。
[0019]優(yōu)選的，步驟2中，所述射線追蹤技術(shù)為：
[0020]描述大氣中有限振幅聲波傳播路徑的常微分方程組為：
[0021][0022]其中：
[0023]R＝(x,y,z)為3維坐標(biāo)系下射線上各點的位置矢量；
[0024]t為傳播時間；
[0025]c0為環(huán)境大氣聲速；
[0026]n為波面的法向量；
[0027]w為大氣風(fēng)速；
[0028]I為3乘3的單位陣；
[0029]為克羅內(nèi)克積；
[0030]T為矩陣的轉(zhuǎn)秩；
[0031]為梯度符號；
[0032]在聲爆傳播方向偏角給定的情況下，采用四階四步龍格
?
庫塔方法求解該常微分方程組，以R中的z坐標(biāo)等于地面遠(yuǎn)場E2高度作為終止條件，確定出提取位置E1傳播到地面遠(yuǎn)場E2的聲爆傳播路徑。
[0033]優(yōu)選的，步驟4的增廣Burgers方程為：
[0034][0035]其中：
[0036]p為聲學(xué)壓強(qiáng)；
[0037]s為聲爆傳播射線長度坐標(biāo)；
[0038]t
′
為波形的延遲時間；
[0039]β為非線性系數(shù)；β＝1+(γ
?
1)/2；
[0040]γ為空氣的比熱比，γ＝1.4；
[0041]ρ0為環(huán)境大氣密度；
[0042]c0為環(huán)境大氣聲速；
[0043]δ為擴(kuò)散系數(shù)，δ＝(μ/ρ0)[4/3+0.6+(γ
?
1)2κ/(γRμ)]，μ為粘性系數(shù)，κ為熱傳導(dǎo)系數(shù)，R為氣體常數(shù)；
[0044](Δc)
j
和τ
j
分別為聲速增量和弛豫時間，j表示氮氣分子和氧氣分子；
[0045]B為與聲學(xué)不變量相關(guān)的量；c
n
為波面?zhèn)鞑ニ俣龋疚臋n來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護(hù)點】

【技術(shù)特征摘要】
1.一種考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法，其特征在于，包括以下步驟：步驟1，獲取待預(yù)測的飛行器的飛行參數(shù)，確定用于傳播的近場聲爆信號的初始參數(shù)；其中，所述近場聲爆信號的初始參數(shù)包括近場聲爆信號的提取位置E1，以及近場聲爆信號的近場波形信息；步驟2，根據(jù)步驟1確定的飛行器的飛行參數(shù)，采用射線追蹤技術(shù)，獲得由提取位置E1到地面遠(yuǎn)場E2的聲爆傳播路徑；步驟3，預(yù)設(shè)大氣邊界層厚度參數(shù)；根據(jù)大氣邊界層厚度參數(shù)，確定大氣邊界層頂端E3；其中，大氣邊界層的底端即為地面；大氣邊界層將步驟2確定的聲爆傳播路徑劃分為兩個區(qū)段，分別為：提取位置E1到大氣邊界層頂端E3的聲爆第一傳播路徑區(qū)段，大氣邊界層頂端E3到地面遠(yuǎn)場E2的聲爆第二傳播路徑區(qū)段；其中，聲爆第一傳播路徑區(qū)段位于大氣邊界層頂端E3的上方；聲爆第二傳播路徑區(qū)段位于大氣邊界層內(nèi)部；步驟4，對于聲爆第一傳播路徑區(qū)段，以步驟1確定的近場聲爆信號的近場波形信息作為輸入項，通過求解考慮大氣分層、熱粘吸收、分子弛豫、幾何聲學(xué)、大氣風(fēng)梯度和非線性效應(yīng)的增廣Burgers方程，將近場聲爆信號沿聲爆第一傳播路徑區(qū)段傳播至大氣邊界層頂端E3，從而得到大氣邊界層頂端E3位置的聲爆信號；步驟5，預(yù)設(shè)與聲爆傳播路徑垂直的方向作為橫向方向；在聲爆第二傳播路徑區(qū)段與橫向方向確定的二維空間中，采用修正的馮
·
卡門能譜和傅里葉模態(tài)方法，生成均勻各項同性的大氣邊界層湍流；步驟6，在大氣邊界層湍流內(nèi)，將步驟4得到的大氣邊界層頂端E3位置的聲爆信號作為輸入，采用考慮大氣湍流的衍射、風(fēng)速脈動效應(yīng)的二維HOWARD方程，將大氣邊界層頂端E3位置的聲爆信號沿聲爆第二傳播路徑區(qū)段傳播至地面遠(yuǎn)場E2，從而預(yù)測得到地面遠(yuǎn)場E2位置的聲爆信號。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法，其特征在于，步驟1中，所述近場聲爆信號的近場波形信息，來源于風(fēng)洞試驗、飛行試驗和CFD數(shù)值模擬的結(jié)果，具體為飛行器近場擾動壓強(qiáng)沿飛行器空間軸向的序列信息；所述近場聲爆信號的提取位置E1，為距航跡的距離和偏角。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法，其特征在于，步驟1中，所述飛行器的飛行參數(shù)，包括：巡航馬赫數(shù)、巡航高度、飛行方向和當(dāng)時的平均大氣環(huán)境。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法，其特征在于，步驟2中，所述射線追蹤技術(shù)為：描述大氣中有限振幅聲波傳播路徑的常微分方程組為：其中：R＝(x,y,z)為3維坐標(biāo)系下射線上各點的位置矢量；
t為傳播時間；c0為環(huán)境大氣聲速；n為波面的法向量；w為大氣風(fēng)速；I為3乘3的單位陣；為克羅內(nèi)克積；T為矩陣的轉(zhuǎn)秩；為梯度符號；在聲爆傳播方向偏角給定的情況下，采用四階四步龍格
?
庫塔方法求解該常微分方程組，以R中的z坐標(biāo)等于地面遠(yuǎn)場E2高度作為終止條件，確定出提取位置E1傳播到地面遠(yuǎn)場E2的聲爆傳播路徑。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的考慮大氣邊界層湍流效應(yīng)的遠(yuǎn)場聲爆預(yù)測方法，其特征在于，步驟4的增廣Burgers方程為：其中：p為聲學(xué)壓強(qiáng)；s為聲爆傳播射線長度坐標(biāo)；t
′
為波形的延遲時間；β為非線性系數(shù)；β...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：喬建領(lǐng)，韓忠華，宋文萍，丁玉臨，張力文，
申請(專利權(quán))人：西北工業(yè)大學(xué)，
類型：發(fā)明
國別省市：