航空器聲爆飛行試驗測量技術(shù)研究進展

宋亞輝，樊高宇，瞿麗霞，張躍林，徐悅，韓碩

1.中國飛行試驗研究院 飛機飛行試驗技術(shù)研究所，西安 710089 2.中國航空研究院，北京 100012

超聲速飛行可顯著縮短航空器超長距離航線飛行時間，促進國際和洲際間人員交流，加速經(jīng)濟和信息全球化發(fā)展，因而越來越受到世界各航空大國的重視。然而，航空器超聲速飛行產(chǎn)生的激波與膨脹波系會誘發(fā)一系列環(huán)保性、安全性和經(jīng)濟性問題［1-2］。一方面，激波與膨脹波系會顯著增加飛行阻力，影響航空器的操縱性和穩(wěn)定性，降低飛行安全性和經(jīng)濟性。另一方面，激波系與膨脹波系在一定條件下可遠(yuǎn)距離傳播至地面而產(chǎn)生聲爆問題，危害地面大范圍人群的聽覺和心理。聲爆是民用航空器超聲速飛行面臨的主要障礙之一，國際民航組織（ICAO）多數(shù)成員國禁止民用航空器在大陸及其近海岸線區(qū)域上空超聲速飛行［3-5］。歷史上出現(xiàn)的超聲速民用飛機協(xié)和號Concorde 和Tu-144 因而被迫退出商業(yè)運營［4］，美國民用超聲速運輸機B2707 甚至未進行生產(chǎn)制造就被終止［6-7］。

盡管超聲速民用航空器發(fā)展充滿波折，但航空界對安全、綠色超聲速飛行技術(shù)的探索腳步從未停止。自20 世紀(jì)50 年代起，研究人員通過理論分析、數(shù)值計算、風(fēng)洞試驗和飛行試驗認(rèn)識聲爆的物理特性及其危害［2，6-8］，持續(xù)開展低聲爆設(shè)計技術(shù)研究［8-21］。近年來，美國、俄羅斯、日本和歐盟等的研究機構(gòu)開展了大量超聲速民用航空器技術(shù)研究［2，6-17］，致力于研發(fā)新一代超聲速民用航空器，取得了一定的進展，美國、日本等的研究機構(gòu)指出，超聲速民用航空器有望在2030 年前后重新實現(xiàn)商用［10，18-20］。

飛行試驗作為聲爆問題最直接且不可或缺的研究與驗證手段，與理論分析、數(shù)值計算和風(fēng)洞試驗相輔相成，共同推進了超聲速航空器技術(shù)的快速發(fā)展，其作用主要體現(xiàn)在：有助于全面深刻認(rèn)識聲爆現(xiàn)象，掌握聲爆產(chǎn)生機理、傳播規(guī)律以及影響因素［8，22-34］；探索聲爆抑制方法，促進低聲爆航空器技術(shù)的發(fā)展［8-21］；通過建立聲爆飛行實測數(shù)據(jù)庫，對聲爆理論分析和數(shù)值預(yù)測的準(zhǔn)確性和可靠性進行檢驗和完善［21，27-31］；通過飛行試驗開展聲爆的主客觀評價方法研究，促進適航管理機構(gòu)開展新一代民用超聲速航空器聲爆適航標(biāo)準(zhǔn)的制定研究［13-16，22-25］；通過大量飛越居民區(qū)、海洋和特殊區(qū)域上空的聲爆飛行試驗，研究聲爆對人類生產(chǎn)生活、動植物、建筑物和海洋的影響，有益于解決聲爆帶來的社會問題［6，8，22］。

聲爆飛行試驗涉及多學(xué)科交叉融合，具有風(fēng)險大、成本高和周期長等特點［2，35］，是一項復(fù)雜的系統(tǒng)工程。世界各航空強國通過飛行試驗技術(shù)的探索，建設(shè)了測量設(shè)備設(shè)施，形成了全傳播路徑（聲爆自研究對象周圍的近場至遠(yuǎn)場地面的整個傳播路徑）的聲爆測量技術(shù)，推動了飛行試驗技術(shù)的快速發(fā)展和不斷完善［6，26］。大量超聲速飛行技術(shù)研究項目均開展了飛行試驗，并以飛行試驗的完成作為技術(shù)研究完成或成熟的標(biāo)志［2，6-8］。

基于聲爆飛行試驗對新一代超聲速航空器設(shè)計研制的重要意義，本文對聲爆飛行試驗的測量技術(shù)研究進展進行綜述。首先，總結(jié)近70 年來的航空器聲爆飛行試驗技術(shù)的研究進展；然后，歸納聲爆飛行測量的技術(shù)方案，重點闡述全傳播路徑聲爆測量關(guān)鍵技術(shù)，進而論述聲爆測量技術(shù)的特點和發(fā)展趨勢；最后，簡略分析中國開展航空器聲爆飛行試驗面臨的技術(shù)問題并提出相關(guān)建議。

1 航空器聲爆飛行試驗研究概覽

自20 世紀(jì)50 年代起，世界各航空大國開展了大量的聲爆飛行試驗研究，具有代表性的項目匯總見 表1［13-16，21-24，32-34，36-61］。航空器聲爆飛行試驗技術(shù)研究依據(jù)試驗時間和試驗?zāi)繕?biāo)的不同，大體可分為聲爆飛行試驗技術(shù)探索與數(shù)據(jù)積累（20世紀(jì)50—70 年代）、聲爆飛行試驗技術(shù)完善與低聲爆技術(shù)探索（20 世紀(jì)80 年代—21 世紀(jì)初期）和低聲爆設(shè)計技術(shù)驗證與適航取證飛行試驗（21 世紀(jì)初之后）3 個典型階段。

表1 具有代表性的聲爆飛行試驗項目Table 1 Representative sonic boom flight test programs

1.1 聲爆飛行試驗技術(shù)探索與數(shù)據(jù)積累

20 世紀(jì)50—70 年代，大量軍用超聲速飛機出現(xiàn)［2-8］，超聲速運民用飛機協(xié)和號Concorde 和Tu-144 投入商用，美國Boeing 和NASA 也推出民用超聲速飛機研制計劃。軍用和民用航空器超聲速飛行的聲爆引發(fā)一系列社會問題，聲爆問題開始受到強烈關(guān)注，掀起了聲爆飛行試驗研究第一波熱潮。歐美航空強國對XB-70、B-58、F-100、F-104、F-106、SR-71、Concorde、Tu-144 和Mirage Ⅲ/Ⅳ等超聲速航空器進行了從近場至遠(yuǎn)場地面的聲爆測量［32-34，36-44，47，56］，代表性的項目包括NASA/EAFB 的 SBFT［32］、NSBEP［33-34］和PRSSBT［38-39］以及法國STA 的FOJC［40-41］等。通過大量飛行試驗研究聲爆的產(chǎn)生及傳播特性，促進了聲爆理論與計算工具的發(fā)展，在聲爆對人類生產(chǎn)生活、動植物、建筑物和海洋等的影響研究方面取得了重要進展，并促進了聲爆飛行試驗技術(shù)的快速發(fā)展。

初步形成聲爆全傳播路徑飛行試驗測量技術(shù)方案［8，32-34，38-40］。空中聲爆測量飛行平臺（Probe Airplane）多樣化發(fā)展，聲爆探針（In-Flight Sonic Boom Probe 或In-Flight Flow-Field Probe）開始出現(xiàn)并應(yīng)用于空中聲爆測量［8，32］，大規(guī)模近地面/地面聲爆測量傳感器陣列得到了成功應(yīng)用［34，47］，大氣條件和飛行航跡測量成為飛行試驗的必要組成部分，圖 1 為NASA/EAFB 的NSBEP 項目通過聲爆探針和地面?zhèn)鞲衅麝嚵袦y量XB-70 聲爆的技術(shù)方案示意圖［33-34］。但是，這一階段的聲爆飛行試驗測量技術(shù)存在設(shè)備自動化水平低、測量精度差和集成度低等問題［34，38-39］。

圖1 NASA/EAFB NSBEP 項目的聲爆測量方案［33-34］Fig.1 Sonic boom measurement arrangement of NASA/EAFB NSBEP ［33-34］

聲爆對人類影響的研究大量開展［8，36-37，45］。最具代表性的是NASA 與EAFB 聯(lián)合開展的一系列飛行試驗項目［36-37］，通過軍用飛機長時間有計劃地在EAFB 基地附近居民區(qū)產(chǎn)生不同強度和持續(xù)時間的聲爆，探索主觀評價方法，通過飛行后的社會調(diào)查考察居民對聲爆的反應(yīng)。這一階段，通過飛行試驗積累大量聲爆數(shù)據(jù)［8，27-28］，驗證和 發(fā)展了 聲爆理 論和計算工具［8］，為超聲速航空器的聲爆預(yù)測與聲爆優(yōu)化設(shè)計等技術(shù)研究奠定了基礎(chǔ)，對后續(xù)的聲爆問題研究具有深遠(yuǎn)影響。

1.2 聲爆飛行試驗技術(shù)完善與低聲爆技術(shù)探索

20 世紀(jì)80 年代—21 世紀(jì)初期，盡管協(xié)和號Concorde 和Tu-144 退出了商業(yè)運營，但人們對民用超聲速飛行的追求并未停歇，開展了大量的聲爆問題研究。得益于航空技術(shù)快速發(fā)展以及公眾對安全性、環(huán)保性要求的提高，低聲爆技術(shù)更加受到重視。ICAO 和FAA 等適航審定機構(gòu)也開展了超聲速民用航空器聲爆適航標(biāo)準(zhǔn)的研究［16，54］。美國、歐洲、日本等提出了新一代民用超聲速航空器方案［5，17］，實施大量低聲爆設(shè)計技術(shù)試驗驗證項目。這一階段具有代表性的項目有美國空軍的 NSBIT［45］、NASA 的 SR-71 SBPE［48］、DARPA QSP-SSBD［49-51］、灣 流/NASA 的Quiet SpikeTM［5，52］、NASA/Wyle 的WSPR［53］與SCAMP［54-55］以及JAXA 的D-SEND#1［16］等。

聲爆飛行試驗技術(shù)體系逐步完善，全傳播路徑聲爆測量技術(shù)取得突破性進展［6-8，26，45-46，48-54］。研制了專用地面和空中聲爆測量系統(tǒng)，聲爆測量設(shè)備朝系統(tǒng)化和智能化發(fā)展，實現(xiàn)了聲爆、飛行狀態(tài)、飛行航跡和大氣條件等參數(shù)的空地一體化測量。飛行測量平臺攜帶的聲爆探針［5］和前支桿傳聲器［53-54］裝置的發(fā)展使得空中聲爆測量技術(shù)日臻成熟，NASA 基于YO-3A［48］、F-15B［50，52］、F-18［53］、TG-14［54-55］和系留飛艇［55，57］等航空器研制了多種空中聲爆測量平臺，JAXA 也基于飛艇平臺研發(fā)了空中聲爆測量系統(tǒng)ABMS（Aerial Boom Measurement System）［16］。圖 2（a）～圖 2（c）為聲爆測量新技術(shù)在試驗中的應(yīng)用［16，53-54］。

通過飛行試驗探索航空器設(shè)計參數(shù)和超聲速飛行參數(shù)對聲爆的影響，初步闡明氣動外形、飛行狀態(tài)、飛行航跡和大氣條件等對聲爆的作用機制。如NASA/Wyle 等 的SCAMP［54-55］通過飛行試驗進行“聚焦聲爆”（Focus Sonic Boom）研究，探究機動飛行狀態(tài)的聲爆產(chǎn)生及傳播演變特征。

一系列低聲爆設(shè)計技術(shù)飛行試驗驗證項目被啟動［49-52］。基于軍機平臺進行低聲爆優(yōu)化設(shè)計技術(shù)研 究，DARPA 的QSP-SSBD［49-51］和灣流/NASA 的Quiet SpikeTM［5，52］通過飛行試驗證實幾何修形和改變氣動布局能夠顯著降低聲爆強度。超聲速民用航空器概念設(shè)計出現(xiàn)［62-63］，大量的研究機構(gòu)開始投入新一代低聲爆航空器的研發(fā)并計劃開展飛行試驗驗證。為配合低聲爆航空器研發(fā)，開展了大量的低聲爆主觀響應(yīng)研究［45-46，48，53］，探索人類可接受的聲爆強度極限值以及對低聲爆的容忍度，代表性項目有NASA/Wyle 的WSPR［53］。

持續(xù)開展飛行試驗進行新的或改進的聲爆預(yù)測方法和工具的驗證［54-55，62，64］，并將聲爆預(yù)測工具應(yīng)用于飛行試驗的設(shè)計。NASA Armstrong采用基于飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的聲爆實時預(yù)測技術(shù)指導(dǎo)飛行試驗設(shè)計和執(zhí)行，開發(fā)了可安裝在F-18 飛機座艙和地面監(jiān)控設(shè)施中的聲爆空間分布顯示軟硬件系統(tǒng)CISBoomDA［62］，如圖 2（d）所示。

圖2 1980—2010年形成的聲爆飛行試驗新技術(shù)Fig.2 Newly formed sonic boom flight test technology of 1980—2010 s

ICAO 和FAA 等適航管理機構(gòu)開展新一代民用超聲速航空器的聲爆評價方法和適航標(biāo)準(zhǔn)的研究［16，53］，但僅限于技術(shù)探索，標(biāo)準(zhǔn)指定方面取得的進展有限。總的來說，這一階段積累了大量的聲爆實測數(shù)據(jù)，深入研究了聲爆對人類的影響，成功驗證了低聲爆技術(shù)以及聲爆預(yù)測和優(yōu)化設(shè)計工具，為研制低聲爆超聲速航空器奠定了基礎(chǔ)。

1.3 低聲爆設(shè)計技術(shù)驗證與適航取證飛行試驗

從21 世紀(jì)初開始，航空器聲爆飛行試驗測量技術(shù)研究進入了新一代低聲爆航空器設(shè)計技術(shù)驗證與適航取證飛行試驗新階段。在“綠色、經(jīng)濟、環(huán)保”航空發(fā)展主題下，世界各國對超聲速民用航空器回歸商用的期望愈發(fā)迫切。依據(jù)當(dāng)前技術(shù)發(fā)展趨勢，2020—2035 年是超聲速民用航空器飛速發(fā)展并再次實現(xiàn)商用的階段［17-20，65-66］。美國、歐洲、俄羅斯、日本和中國等國家和地區(qū)圍繞民用航空器新一代低聲爆技術(shù)啟動或規(guī)劃了大批聲爆飛行試驗研究項目，包括JAXA 的D-SEND#2［21］、歐盟/俄羅斯 的 RUMBLE［22-24］、NASA 的LBFD［13-15］、QSF18［57］、CarpetDIEM［58］與Sonic-BAT［67-68］以 及Boom Technology 的Overture SST［58，60-61］等。中國飛行試驗研究院、中國航空研究院、航空工業(yè)空氣動力研究院等也開展了殲擊機和亞軌道飛行器的地面聲爆測量［29，58］。

一些新的地面和空中聲爆測量技術(shù)得到了探索和驗證。NASA 的CarpetDIEM［59］利用飛行試驗對地面超大尺寸聲陣列（長約48 km）技術(shù)進行了驗證，如圖 3（a）所示。NASA 的QSF18［57］研究可控聲爆飛行方法和測量方法，采用改進的紋影測量設(shè)備（Schlieren Photographic System）測量T-38 飛機近場的聲爆流場，典型測量結(jié)果見圖 3（b）［69］。NASA 聯(lián)合Eagle Aeronautics，利用F-15B 飛行試驗驗證聲爆探針的改進設(shè)計［70］，如圖 3（c）所示。

設(shè)計制造模型、驗證機或商用航空器來開展聲爆飛行試驗。多個研究機構(gòu)和商業(yè)公司公開了超聲速民用航空器設(shè)計制造和投入商用的計劃時間表，也公布了相應(yīng)的聲爆飛行試驗和適航審定飛行試驗計劃，其中包括NASA 的LBFD［13-15］和Boom Supersonic 公司Overture SST/XB-1 項目［60-61］等，圖 3（d）為NASA 的LBFD 項目的X-59 QueSST 概念圖［14］。

圖3 低聲爆航空器技術(shù)驗證的新階段飛行試驗Fig.3 Sonic boom flight test technology

在超聲速民用航空器聲爆適航標(biāo)準(zhǔn)的制定方面，ICAO 和FAA 等適航管理機構(gòu)借助多個飛行試驗項目邁出了實質(zhì)性的步伐。FAA發(fā)布了針對超聲速航空器特許飛行和適航標(biāo)準(zhǔn)修訂 的NPRM［25，71-72］，ICAO 和FAA 介 入NASA的LBFD 項目，基于新一代民用航空器的低聲爆（＜70～80 PLdB）特征［53］，開展聲爆適航標(biāo)準(zhǔn)制定研究［13-15，73-76］，推進超聲速民用航空器技術(shù)發(fā)展和投入商業(yè)運營。從當(dāng)前的研究趨勢看，聲爆問題將納入新一代民用超聲速航空器適航審定范疇，聲爆適航審定飛行試驗即將開展［15，67，71-72］，但符合性驗證方法仍需要通過飛行試驗進行探索和驗證。

世界范圍內(nèi)超聲速航空器低聲爆技術(shù)發(fā)展不同步，開展飛行試驗的技術(shù)途徑有很大差異。NASA 的大量聲爆飛行試驗［59，66-68］、歐盟/俄羅斯的RUMBLE［22-24］以及中國的聲爆飛行試驗［30，68］均采用現(xiàn)有軍用殲擊機作為試驗對象，而日本JAXA 的D-SEND#2［21］采用高空投放無動力模型的方法開展飛行試驗，NASA 和一些航空器制造商則研制試驗機或新型號飛機開展飛行試驗［14，60-61］。

這一階段的聲爆飛行試驗項目主要圍繞低聲爆航空器設(shè)計技術(shù)的驗證開展，進行了大量聲爆測量新技術(shù)的探索，從美國、歐洲的民用超聲速航空器研制進展看，用于型號設(shè)計定型或適航審定的聲爆試驗將大規(guī)模開展，聲爆飛行試驗將助推新一代民用超聲速航空器研制和重返商用。

2 航空器聲爆飛行測量技術(shù)方案

2.1 聲爆全傳播路徑測量階段劃分

聲爆的產(chǎn)生與傳播受航空器氣動布局、飛行狀態(tài)、飛行航跡、大氣條件和地面散射等多方面因素的影響［6-8，77-82］。圖 4（a）為通過飛行試驗得到的典型聲爆在真實大氣中的傳播特征［48］，可以看出聲爆在傳播過程中發(fā)生復(fù)雜的演化。聲爆在傳播過程中受大氣非均勻性的影響顯著［83-86］，在機體周圍至其幾十倍特征長度范圍的近場，結(jié)構(gòu)外邊界與氣流相互作用產(chǎn)生以頭部和尾部為主的復(fù)雜激波和膨脹波系；在距離機體幾十倍特征長度外的中場，復(fù)雜波系在傳播過程中發(fā)生復(fù)雜的非線性演化與融合；而在遠(yuǎn)場和近地面，波系逐漸融合形成波形趨于穩(wěn)定的聲爆，表現(xiàn)出顯著輻射特性，但近地面大氣非均勻性更加顯著且地面對聲爆具有明顯的散射作用，遠(yuǎn)場和近地面聲爆受當(dāng)?shù)卮髿夂偷孛姝h(huán)境影響會發(fā)生波形畸變［86-87］。基于此，通常將聲爆的傳播劃分為近場、中場和遠(yuǎn)場（地面）等典型階段，見圖 4（b），但近場、中場和遠(yuǎn)場一般沒有明確的界線。

圖4 聲爆的產(chǎn)生及遠(yuǎn)距離傳播特性Fig.4 Characteristics of sonic boom generation and long distance propagation

這一按照傳播路徑對聲爆進行空間傳播階段劃分的方法，從宏觀上簡潔勾勒出聲爆的傳播規(guī)律，對全傳播路徑的聲爆測量提出了準(zhǔn)確的差異化需求，對飛行試驗技術(shù)方案的制定具有很大的指導(dǎo)意義。在已開展的大量聲爆飛行試驗中，近場至中場、中場至遠(yuǎn)場和地面的聲爆測量都采用不同測量平臺或設(shè)施組合進行測量。

2.2 聲爆測量飛行試驗技術(shù)方案組成

聲爆測量飛行試驗技術(shù)方案組成主要包括通用試驗資源建設(shè)、飛行方法設(shè)計、聲爆/輔助參數(shù)測量方法等，各組成要素及邏輯關(guān)系見圖 5。

圖5 聲爆測量飛行試驗技術(shù)方案組成示意圖Fig.5 Schematic diagram of sonic boom measurement flight test technical scheme

2.2.1 通用試驗資源建設(shè)

通用試驗資源由試驗對象、通用保障資源和試驗場地等組成。試驗對象是進行聲爆飛行試驗首要面對的資源問題。在聲爆飛行試驗中常選取的試驗對象有3 類：一是選用成熟的超聲速軍用或民用飛機平臺，如在聲爆產(chǎn)生機理和聲爆對人類影響的研究項目中，選擇J-XX［29］、F100［32］、XB-70［33-34］、SR71［38-39，45］、協(xié)和號Concorde［44］、F-104［42-43］、Tu-144［46］、F-18［45，53-55］等 作為試驗對象；二是選用成熟飛行平臺進行大的改裝設(shè)計作為試驗機，如DARPA 的QSPSSBD［8，49-51］和灣流/NASA 的Quiet SpikeTM［5，52］分別對F-5E 和F-15B 飛機進行改進設(shè)計，用于聲爆機理和低聲爆技術(shù)探索研究；三是設(shè)計制造試驗機（模型）或研制新型號作為試驗對象，如JAXA 的D-SEND［16，21］項目研制了NWM、LBM和S3CM 等模型，NASA 的LBFD［13-15］項目則研制新一代民用超聲速航空器X-59 QueSST，這一技術(shù)路線往往結(jié)合新型號的研制開展，用于低聲爆技術(shù)探索和新型號適航取證試驗，技術(shù)、人力和物力成本相對較高。

聲爆測量飛行試驗對試驗場地有特殊要求。試驗場地應(yīng)具有適宜飛行試驗環(huán)境，即具備大范圍的超聲速飛行空域和平坦地形，還需避免聲爆對地面上的人和附著物的危害。美國的聲爆飛行試驗一般選擇在空軍的EAFB 基地和NASA的Kennedy Space Center、Dryden 基地等 進行［27］，設(shè)置有大范圍超低空至高空的超聲速飛行廊道，可飛行天氣多，背景聲環(huán)境優(yōu)良，具有大范圍地勢平坦的無人區(qū)來設(shè)置試驗場地，可進行環(huán)境改造和構(gòu)建，附近有小范圍居住區(qū)供開展主觀調(diào)查。通用保障資源方面主要是可供試驗對象和測量平臺起降的機場以及飛行保障設(shè)施，這方面資源相對成熟，不再贅述。

2.2.2 飛行方法設(shè)計

飛行方法設(shè)計是指借助聲爆理論分析、預(yù)測手段以及必要的探索試驗，產(chǎn)生目標(biāo)聲爆的試驗狀態(tài)點設(shè)計方法，包括飛行狀態(tài)、飛行航跡和構(gòu)型要求等要素。試驗對象的構(gòu)型（氣動外形/外掛物/重量/重心等）、飛行狀態(tài)和飛行航跡決定了近場聲爆特征，如何確定目標(biāo)聲爆對應(yīng)的構(gòu)型和飛行狀態(tài)存在一定技術(shù)難度，既需要借助歷史經(jīng)驗數(shù)據(jù)，也需要聲爆理論和計算工具支撐。NASA Armstrong 采用基于飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的聲爆預(yù)測技術(shù)［62］指導(dǎo)飛行試驗點的設(shè)計和執(zhí)行，用聲爆預(yù)測軟件進行試驗點設(shè)計，飛行員和工程師可實時監(jiān)控不同飛行狀態(tài)下在飛行航跡下方的聲爆空間分布。NASA 通過QSF18 項目為LBFD 項目探索聲爆飛行試驗方法［57］，選擇F/A-18 平臺進行飛行試驗，設(shè)計了產(chǎn)生可控目標(biāo)聲爆的飛行方法。飛行航跡通常根據(jù)試驗對象的飛行性能、空域和試驗場大小以及聲爆測量點布置等進行設(shè)計。當(dāng)采用飛行平臺進行空中聲爆測量時，飛行狀態(tài)和飛行航跡的設(shè)計還需考慮與測量平臺的協(xié)同飛行。

2.2.3 聲爆測量

聲爆測量是聲爆飛行試驗技術(shù)方案的核心。需根據(jù)試驗?zāi)康倪x擇性進行近場、中場和遠(yuǎn)場/地面等不同階段的聲爆測量，縱觀表 1 的聲爆飛行試驗項目，不同階段的聲爆測量均根據(jù)圖 4 所示聲爆傳播規(guī)律來制定差異化的測量方法。對近場至中場聲爆，常采用具有與被試對象飛行性能相當(dāng)?shù)娘w行平臺攜帶測量設(shè)備在中高空進行測量，常見測量設(shè)備有聲爆探針和流場成像設(shè)施，如NASA 采用殲 擊機測 量平臺［5，32，45，49］攜帶聲爆探針進行測量。對中場至遠(yuǎn)場聲爆，由于不需要近距離跟隨被試對象，飛行高度和速度相對低，可選用飛行性能和成本更具優(yōu)勢的亞聲速低空平臺或浮空平臺，補充超聲速測量平臺難以覆蓋的超低空測量區(qū)域，并且對測量設(shè)施的環(huán)境適應(yīng)性要求降低，常采用頻響性能好、分辨率高且動態(tài)范圍寬的帶支桿和整流裝置的傳聲器設(shè)施進行測量，如NASA 采用TG-14 攜帶前支桿傳聲器裝置進行聲爆測量［54］，JAXA 研制了系留飛艇聲爆測量平臺ABMS［16］。對于地面聲爆測量，為考慮聲爆在地面的分布特征，常采用大尺度的傳感器陣列進行分布測試［8，33-34，38-40，59］，一般選取傳聲器和動態(tài)壓力傳感器組建陣列。在考察聲爆對人類影響的飛行試驗中，地面聲爆可以不直接測量，而是對地面人員進行主觀感受調(diào)查［36-37，53］。

2.2.4 輔助測量

聲爆飛行試驗還需要輔助測量試驗對象、飛行測量平臺的飛行狀態(tài)、飛行航跡，以及聲爆傳播路徑上的大氣條件和測量點位置等參數(shù)［8，16，34，52］。試驗對象、飛行測量平臺的飛行狀態(tài)、飛行航跡參數(shù)的測量常采用加裝在其內(nèi)部的機載測試系統(tǒng)以及地面輔助設(shè)施進行。大氣條件測量主要用于分析聲爆產(chǎn)生和傳播的真實大氣環(huán)境，常采用地面和空中氣象測量設(shè)施進行測量。

2.3 聲爆全傳播路徑測量技術(shù)方案

進行全傳播路徑測量技術(shù)方案的分析有助于把握聲爆飛行試驗測量的關(guān)鍵技術(shù)。一般情況下，研究人員根據(jù)聲爆飛行試驗?zāi)繕?biāo)選擇所需的聲爆測量技術(shù)方案。聲爆飛行試驗?zāi)繕?biāo)主要包括：①研究聲爆的產(chǎn)生機理和傳播規(guī)律，提煉或驗證聲爆理論模型與預(yù)測方法［8］；② 考察大氣條件和地面及其附著物等對聲爆傳播的影響［24，54-55］；③研究航空器設(shè)計參數(shù)和飛行參數(shù)對聲爆產(chǎn)生與傳播的影響［5，49-52］；④ 探索聲爆對人類生產(chǎn)生活的影響以及聲爆主客觀評價方法［45-46，48，53，74-76］；⑤ 進行地面聲爆的實測與評定，支持型號設(shè)計定型或適航審定［13-15］。對目標(biāo)①和②類試驗，一般要求自近場至遠(yuǎn)場/地面進行全傳播路徑的聲爆測量；對目標(biāo)③類試驗，為排除大氣條件對聲爆傳播的影響，直觀反映飛機設(shè)計參數(shù)飛行狀態(tài)與近場激波系的物理關(guān)聯(lián)，可僅進行近場聲爆測量；對目標(biāo)④和⑤類試驗，常進行地面聲爆測試即可，聲爆對人類影響的研究還需對受聲爆影響的居民區(qū)人群進行主觀調(diào)查。

縱觀已開展的聲爆飛行試驗項目，既有上述目標(biāo)中的某一個，也有多目標(biāo)的組合。圖 5 所示聲爆飛行測量技術(shù)方案中，試驗資源建設(shè)和飛行方法設(shè)計是必要要素，而聲爆測量則根據(jù)目標(biāo)不同可選用近場至中場、中場至遠(yuǎn)場和地面等不同階段測量方案的組合。如灣流/NASA 的Quiet SpikeTM項目［5，52］僅測量近場聲爆，NASA/Wyle的SCAMP 項目［54-55］和JAXA 的D-SEND 項目［16，21］僅測量了遠(yuǎn)場和地面聲爆，而NASA 的SR-71 SBPE 項目［46，48］則測量了全傳播路徑聲爆。

大量的聲爆飛行試驗研究實踐表明，由于聲爆的傳播與演化過程復(fù)雜且分布范圍廣，當(dāng)前還沒有統(tǒng)一且簡單有效的全傳播路徑測量手段，仍然依賴于近場至中場、中場至遠(yuǎn)場和地面的不同測量平臺及設(shè)施進行組合式測量。圖 6 為NASA 的SR-71 SBPE 項目全傳播路徑聲爆測量方案［46，48］，近場至中場聲爆測量采用F-16XL飛機攜帶聲爆探針，遠(yuǎn)場近地面空中聲爆測量采用YO-3A 飛機攜帶前支桿傳聲器裝置，地面聲爆測量則采用3 組傳感器陣列。表 1 中的聲爆飛行試驗多數(shù)采用了與圖 6 相近的測量方案，根據(jù)目標(biāo)不同選擇近場至中場、中場至遠(yuǎn)場和地面聲爆測量方法中的一種或其組合。NASA 通過綜合多個飛行試驗項目的測量技術(shù)和測量設(shè)施資源，總結(jié)出如圖 7 所示全傳播路徑聲爆飛測量技術(shù)方案［8］，涵蓋了近年來飛行試驗技術(shù)的進展和成果，對當(dāng)前和未來聲爆飛行試驗具有較大啟發(fā)意義。NASA 的LBFD 項目為更好保障2022 年啟動的X-59 QueSST 的聲爆測量飛行試驗，開展了超大型地面測量聲陣列、近場聲爆探針、近場流場紋影測量等新技術(shù)攻關(guān)［66-67，69，88-90］，制定了如圖 8 所示聲爆測量方案［91］，但全傳播路徑聲爆測量仍依據(jù)圖 4（b）的傳播階段劃分，采用組合式的測量方案，無根本性革新。

圖6 NASA SR-71 SBPE項目的聲爆飛行試驗技術(shù)方案［8］Fig.6 Sonic boom measurement arrangement illustration of NASA SR-71 SBPE flight tests［8］

圖7 NASA 總結(jié)的聲爆飛行試驗技術(shù)方案［8］Fig.7 Schematic of various methods for sonic boom measurement in flight tests of NASA ［8］

圖8 NASA 規(guī)劃的X-59 QueSST 的聲爆飛行試驗方案［91］Fig.8 Sonic boom measurement arrangement illustration of NASA X-59 QueSST flight tests ［91］

從當(dāng)前的聲爆測量技術(shù)研究進展看，全傳播路徑聲爆測量需要研制試驗對象，開發(fā)高低空搭配的飛行測量平臺和專用測量設(shè)施，同步進行大氣條件、被試對象/測量平臺飛行狀態(tài)與飛行航跡等的輔助測量，需要消耗大量的空-地試驗資源，是一項復(fù)雜的系統(tǒng)工程。

3 全傳播路徑聲爆測量關(guān)鍵技術(shù)

3.1 地面聲爆測量

地面聲爆的物理特性及其對人類的影響是聲爆飛行試驗最為關(guān)注的問題。地面聲爆測量通常在地平面高度和影響對象的特征高度實施，測量區(qū)域布置在專用的試驗場地、居民區(qū)或建筑物內(nèi)。地面聲爆測量設(shè)施的設(shè)計研制和地面聲爆測量陣列的設(shè)計布置是地面聲爆測量的關(guān)鍵技術(shù)。

3.1.1 地面聲爆測量設(shè)施的設(shè)計研制

地面聲爆測量大多采用以壓力傳感器（如動態(tài)絕壓傳感器和傳聲器等）陣列為核心的測量設(shè)施，測試系統(tǒng)包括傳感器陣列、信號調(diào)理設(shè)施、信號采集記錄設(shè)施和數(shù)據(jù)分析平臺。地面聲爆具有持續(xù)時間短、能量高、動態(tài)范圍大等特點，因此，與常規(guī)航空聲學(xué)測量相比，地面聲爆測量傳感器的動態(tài)范圍要求更寬（可達(dá)120 dB），量程上限更高（可至190 dB 以上或逾壓達(dá)100 kPa 以上），關(guān)注的頻率范圍更低（通常低至0.1～5 Hz）。NASA/EAFB 等開展的NSBEP 項目［33-34］和PRSSBT 項目［38-39］最早通過大型地面?zhèn)鞲衅麝嚵校ㄊ褂脛討B(tài)壓力傳感器和傳聲器）測量地面聲爆，并將居民區(qū)的人的聽覺作為聲爆的主觀響應(yīng)評估手段。其中NSBEP 項目的主要目標(biāo)是研究XB-70 地面聲爆特征和分布規(guī)律，基于NASA自1961 年起開發(fā)的專用地面聲爆測量系統(tǒng)［92］開展了51 個飛行架次的地面聲爆測量。該系統(tǒng)采用了寬帶頻響特性較好的電容式傳聲器和磁帶式記錄器，分析頻率范圍為0.1 Hz～10 kH（z限于分析設(shè)備指標(biāo)限制，高頻截止頻率為5 kHz）。美國空軍在20 世紀(jì)70—90 年代研制了聲爆測量專用的BEAR（Boom Event Analyzer Recorders，BEAR）系統(tǒng)［47，82，93］，其傳感器為一種響應(yīng)速度快的逾壓傳感器，頻率測量范圍為0.1～2 500 Hz，壓力測量范圍為0.5～3 600 Pa。NASA 在1995 年開展的SR-71 SBPE 項目［46，48］采用經(jīng) 低頻特性改良的絕壓和逾壓傳感器進行地面聲爆測量，低頻截止頻率達(dá)0.3 Hz。

隨著傳聲器和動態(tài)壓力傳感器技術(shù)的發(fā)展，頻響特性優(yōu)良的電容式傳聲器和動態(tài)范圍高的壓電式傳聲器具備較好的地面聲爆測量能力。這類傳感器的測量頻率范圍通常涵蓋5～10 kHz，經(jīng)頻響修正后可將頻率范圍擴展至0.1～20 kHz，其動態(tài)范圍可覆蓋35～180 dB。采用壓電/壓敏材料制造的動態(tài)壓力傳感器相比傳聲器則具有更寬的頻率范圍，其頻響平直段的頻率范圍可覆蓋0～100 kHz。NASA 的CarpetDIEM 項目［59］采用了基于高聲壓電容式傳聲器的地面聲爆測量傳感器陣列。中國飛行試驗研究院與中國航空研究院等開展的殲擊機地面聲爆測量［29］則采用了電容式高聲壓傳聲器和壓敏式動態(tài)壓力傳感器的組合。

為了更有效和有針對性的測量地面聲爆，需要開發(fā)專用的地面聲爆測量設(shè)施。美國空軍研制的BEAR 系統(tǒng)是一種無人值守的便攜式數(shù)字化地面聲爆測量和分析系統(tǒng)，可實現(xiàn)一定背景噪聲中聲爆的自動觸發(fā)采集記錄，且可組成BEARs陣列使用。NASA 的SR-71 SBPE 項目［46，48］也研制了地面聲爆專用測量設(shè)施，包括PATS 單元、SABER 單元和MiniDisc 數(shù)據(jù)采集記錄設(shè)備等，其傳感器子系統(tǒng)采用低頻特性改良的絕壓和逾壓傳感器，提高了數(shù)據(jù)采集記錄系統(tǒng)的數(shù)字量化精度（高至16 bit），引入了自動觸發(fā)測量技術(shù)，進行了系統(tǒng)小型化設(shè)計，并將數(shù)據(jù)存儲、單片機等計算機技術(shù)的新進展應(yīng)用到測量系統(tǒng)中。NASA的WSPR 項目［53］首次開展低聲爆對人類影響的飛行試驗研究，進行了低聲爆測量方法研究，研制了居民區(qū)地面聲爆測量系統(tǒng)SBUDAS 和SNOOPI，開發(fā)了用于數(shù)據(jù)傳輸、控制的無線通信系統(tǒng)，如圖 9 所示。SBUDAS 和SNOOPI 可通過太陽能自主充電，與主站通過無線信號實現(xiàn)雙向通信，可連續(xù)自主工作數(shù)周，且具有自動觸發(fā)的數(shù)據(jù)采集記錄功能。由于SBUDAS 單元布置于社區(qū)中，自動觸發(fā)功能容易受社區(qū)背景噪聲的影響，NASA 發(fā)展了聲爆自動捕捉技術(shù)（Automated Boom Finder），專門設(shè)計了4～10 Hz 帶通濾波器來捕捉聲爆的主導(dǎo)頻率成分，用于自動觸發(fā)記錄條件的精確判定。NASA Armstrong 在飛行試驗中［26］還通過在聲爆測試系統(tǒng)中集成數(shù)據(jù)的無線傳輸功能，解決了數(shù)百米至數(shù)十千米級大范圍地面聲爆測量帶來的大規(guī)模線纜布設(shè)難題，大大簡化了測量系統(tǒng)，降低了測試設(shè)施布設(shè)與維護難度。

圖9 NASA WSPR 項目的專用地面聲爆測量設(shè)施［53］Fig.9 Specialized ground sonic boom measurement system of NASA WSPR ［53］

隨著超聲速航空器的快速發(fā)展以及自動化與智能化測量技術(shù)的進步，聲爆測量設(shè)施向智能化發(fā)展，且規(guī)模進一步擴大。NASA 為支持LBFD項目規(guī)劃的X-59 QueSST 低聲爆飛行試驗，持續(xù)開展了WSPR［53］、CarpetDIEM［59］和SonicBAT［67-68］等一系列先導(dǎo)項目研究測量技術(shù)，研制了如圖 10所示的新一代地面聲爆測量系統(tǒng)CI-GRS［94］。CI-GRS 系統(tǒng)可實現(xiàn)在一定噪聲環(huán)境中的超低聲爆自動識別和自主采集記錄，可連續(xù)自主工作數(shù)天，還可自主定制軟件進行聲爆的實時分析以及感覺響度級等指標(biāo)的計算，具有更強的可靠性和環(huán)境適應(yīng)性，可通過遠(yuǎn)程控制站實現(xiàn)多達(dá)175 組單元的有效控制，組建的陣列尺度可達(dá)48 km。

圖10 NASA LBFD 項目新研地面聲爆測量設(shè)施CIGRS［94］Fig.10 Newly developed ground sonic boom measurement system CI-GRS of NASA LBFD ［94］

聲爆測量場地一般設(shè)置在廣袤的無人區(qū)或少量居民居住區(qū)，地面聲爆測量設(shè)施需要長時間布置在野外環(huán)境中，對設(shè)施的環(huán)境適應(yīng)性提出了特殊要求。NASA Armstrong 在總結(jié)其承擔(dān)SonicBOBS、SCAMP、WSPR 和FaINT 等項目的飛行試驗經(jīng)驗時指出［27］，野外布置的聲爆測量設(shè)施應(yīng)考慮可能面臨的惡劣野外環(huán)境，具備抵抗氣候與氣象環(huán)境變化、防止被野生動物破壞和無人值守自主工作的能力；同時還應(yīng)具有自動觸發(fā)和人工操作觸發(fā)進行采集記錄的功能，能自主智能地區(qū)分人類生產(chǎn)生活噪聲與被測聲爆信號。

當(dāng)前，發(fā)展更加精確、高效和智能的地面聲爆專用測量設(shè)施是聲爆測量技術(shù)的重要發(fā)展方向。現(xiàn)有的地面聲爆專用測量設(shè)施集成了新的傳感器技術(shù)、數(shù)采技術(shù)、自動控制技術(shù)、通信技術(shù)和計算機技術(shù)，針對不同種類的地面聲爆試驗任務(wù)進行測量方案設(shè)計，系統(tǒng)集成度、自動化程度和智能化程度顯著提高，增強了系統(tǒng)的試驗環(huán)境適應(yīng)性，大大提升了測量能力和效率。

3.1.2 地面聲爆測量傳感器陣列的設(shè)計布置

聲爆可以在大氣中遠(yuǎn)距離傳播，地面聲爆毯（Sonic Boom Carpet）橫向分布范圍達(dá)到幾十甚至上百千米。非均勻大氣與地面的散射作用還容易導(dǎo)致多級聲爆毯現(xiàn)象（Primary Booms and Secondary Booms）［54-55］。大量飛 行試驗 采用傳感器陣列測量地面聲爆，工程應(yīng)用中難以在整個聲爆毯范圍內(nèi)布設(shè)無限大規(guī)模的傳感器陣列，如何設(shè)計與布置傳感器陣列也是地面聲爆測量的一個關(guān)鍵。

應(yīng)根據(jù)試驗?zāi)繕?biāo)和聲爆分布特性有針對性地設(shè)計地面聲爆測量傳感器陣列。采用理論分析和預(yù)測技術(shù)評估聲爆，分析聲爆毯的橫向和航向分布特征，為陣列的布置范圍、關(guān)鍵位置和陣型設(shè)計提供指導(dǎo)。NASA 基于飛行實測的有限聲爆數(shù)據(jù)計算F-18 的地面聲爆分布［53］，指導(dǎo)聲爆傳感器陣列的優(yōu)化設(shè)計。NASA 在F-104 飛行試驗中［95］，預(yù)估聲爆橫向截斷（Lateral Cutoff）特性，將地面聲爆測量陣列橫向布置在聲爆毯截斷點附近16 km 范圍內(nèi)，準(zhǔn)確獲取了橫向截斷點位置，實測聲爆毯橫向?qū)挾燃s21 km。NASA 在1970 BREN Tower Tests 項目［42-43，80］中，為研究地面聲爆橫向截斷特性，在地面垂直于航跡方向布置長3 200 f（t1 ft=0.304 8 m）、間隔100 ft 的線性傳聲器陣列［80］，見圖 11（a）。美國EAFB 通過F106 聲爆飛行試驗進行大氣湍流對聲爆傳播的影響研究，沿航跡方向布置了長7 000 ft 的傳聲器陣列［96］，見圖 11（b），陣型長度的選取考慮了F106 飛機的聲爆傳播特征和KC-135 制造的湍流區(qū)分布特征。為了研究地面聲爆測量傳感器安裝方式對測量的影響，美國空軍在1966 年和1987 年采用圖 11（c）所示方案進行地面聲爆測量［97］，在面積為4 ft2方形反射板上的半徑為1 ft的圓內(nèi)布置6 套不同安裝方式的傳聲器。DARPA 的QSP-SSBD［51，98］、NASA/Wyle 的SCAMP［54-55］、NASA 的CarpetDIEM［58］及Sonic-BAT［67-68］、JAXA 的D-SEND［16，21］和中國飛行試驗研究院等的殲擊機地面聲爆測量［29］等項目均采用了大尺度的傳感器陣列，考察不同飛行狀態(tài)、大氣條件和地面地形等的影響，陣列設(shè)計均考慮了被試對象目標(biāo)狀態(tài)的聲爆特征，采用聲爆理論分析和預(yù)測技術(shù)進行輔助設(shè)計，圖 11（d）為NASA/Wyle 的SCAMP［55］的陣列，圖 11（e）為中國飛行試驗研究院的縱向長度1.20 km、橫向長度0.48 km 的十字形陣列［29］。

圖11 不同項目的地面聲爆測量方案Fig.11 Sonic boom measurement arrangements at ground level of different flight test programs

地面聲爆測量傳感器陣列的設(shè)計布置還需要解決如何考慮或修正地面對聲爆傳播的散射影響，即如何在地面布置每個陣元的傳感器。一般采用如圖 12 所示的3 類布置方式：①將傳感器安裝于地面的反射板上，根據(jù)反射板對聲爆的反射規(guī)律［87］，近似得到自由場情況下的聲爆逾壓，如圖 11（c）為美國空軍通過飛行試驗研究傳聲器在反射板上的安裝方式對測量的影響［97］，得到了具體固定方式對測量影響可以忽略的重要結(jié)論，為后續(xù)在地面布置傳感器提供了重要指導(dǎo)，之后大量項目采用了這類傳感器布置方式，如JAXA 的D-SEND［16，21］、中國飛行試驗研究院的某型殲擊機聲爆飛行試驗［29］和NASA 的CarpetDIEM［59］等；②將傳感器安裝于人正常站姿的耳位高度（1.6 m 或噪聲適航標(biāo)準(zhǔn)要求的1.2 m），這一布置方式盡管難以定量分析地面的影響，但真實反映了人正常站姿情況下實際感受的聲爆水 平，如NASA/Wyle 的WSPR［53］、航空工業(yè)空氣動力研究院的OS-X0 試驗飛行器聲爆特性測量試驗［68］等；③安裝于遠(yuǎn)離地面的加高支撐設(shè)施上，可得到未受地面影響的直達(dá)聲爆和受地面反射的聲爆，考察地面影響，分析近地面聲爆特征，如NASA 的1970 BREN Tower Tests 項目［42-43］采用地面高塔進行近地面聲爆測量，考對聲爆的散射作用。

圖12 地面聲爆測量傳感器的典型布置方式Fig.12 Typical mounted method of ground level sonic boom measurement transducer

地面聲爆測量傳感器陣列的設(shè)計與測試技術(shù)的發(fā)展息息相關(guān)，測試算法和專用設(shè)施的發(fā)展將為特殊用途和超大規(guī)模傳感器陣列的設(shè)計提供技術(shù)支撐。NASA/EAFB 等的FaINT 項目［99］采用地面螺旋聲陣列研究聲爆傳播方向，陣列設(shè)計采用了波達(dá)方向估計信號分析技術(shù)。NASA在2019 年起開展了新一代大型聲陣列低聲爆測量能力驗證的CarpetDIEM 項目［59］，采用了新開發(fā)的CI-GRS 系統(tǒng)，吸收了智能化測量技術(shù)的新研究成果，大大提升超大尺寸陣列的布置能力，同時實現(xiàn)了自主測量和在線分析。

綜上，地面聲爆測量技術(shù)及其設(shè)施發(fā)展相對最為充分，通用和專用設(shè)施發(fā)展完善，技術(shù)發(fā)展趨勢集中在自主化工作、測量與分析的智能化、超大范圍分布式布置等方向。面對新一代低聲爆航空器，其測量指標(biāo)以及陣列設(shè)計及布置方式的適用性還需要實踐檢驗。

3.2 空中聲爆測量

空中聲爆測量的目的通常是為研究聲爆的產(chǎn)生機理及傳播規(guī)律，提煉聲爆理論和預(yù)測方法，驗證低聲爆設(shè)計技術(shù)。空中聲爆測量需要空中飛行或浮空測量平臺，近場至中場聲爆測量、中場至遠(yuǎn)場聲爆測量的技術(shù)路線有一定差異。

3.2.1 近場至中場聲爆測量

近場至中場聲爆測量主要對被試對象附近的流場壓力進行測量，涉及測量平臺的選取設(shè)計和近場至中場聲爆測量設(shè)施設(shè)計兩方面關(guān)鍵技術(shù)。

1）近場至中場聲爆測量飛行平臺

為了在空中測量距離被試對象足夠近的區(qū)域的聲爆，需要采用與被測對象飛行能力相當(dāng)?shù)臏y量飛行平臺攜帶壓力測量裝置或流場成像設(shè)施進行測量［8］。聲爆測量飛行平臺的使用顯著增加了飛行試驗的難度、成本和周期。首先，測量平臺需要與試驗對象協(xié)同飛行，試驗通常希望測量平臺與試驗對象保持盡可能近的距離，大大增加飛行的難度與風(fēng)險；其次，聲爆測量飛行平臺與試驗對象同時進行飛行保障和測試，增加了測試和保障設(shè)施需求，使得有效試驗時間占總飛行試驗時間的比例明顯降低；最后，聲爆測量飛行平臺需要進行大量的測試設(shè)施的加改裝，甚至需要專門研制飛行平臺。

聲爆測量飛行平臺設(shè)計的關(guān)鍵是平臺的選取和加改裝。飛行平臺應(yīng)該具有與試驗對象相當(dāng)甚至更優(yōu)異的飛行性能，以便能與試驗對象協(xié)同飛行，并降低飛行試驗風(fēng)險。圖 1（a）和圖 13分別為NASA/EAFB 的NSBEP［33-34］和灣流/NASA 的Quiet SpikeTM［5，52］的近場至中場聲爆測量技術(shù)方案，可以看出測量飛行平臺需要在被試對象周圍以不同方向進行穿越飛行，最近距離不到100 ft，因而要求飛行平臺技術(shù)成熟度高、安全性高和飛行性能優(yōu)良。聲爆測量飛行平臺還需進行測試設(shè)施的加改裝，包括聲爆測量設(shè)施的加改裝和飛行狀態(tài)、航跡測試設(shè)施的加改裝。聲爆測量設(shè)施對飛行平臺的結(jié)構(gòu)和氣動外形具有一定影響，需進行試驗飛行，評估加改裝對飛行平臺安全性和性能的影響，并進行聲爆和其它輔助參數(shù)測量的修正方法研究。NASA 的SR-71 SBPE 項目［46，48］采 用F-16XL 加裝聲 爆探針 對SR-71 的近場聲爆進行測量，正式試驗前開展了試驗飛行，并進行了壓力校準(zhǔn)的地面和飛行試驗，研究空中聲爆測量修正方法。

圖13 Quiet SpikeTM項目的近場至中場聲爆測量點［52］Fig.13 Near-field to mid-field sonic boom flow-field test points of Quiet SpikeTM［52］

基于聲爆測量飛行平臺的近場聲至中場聲爆測量技術(shù)方案被大量運用，成熟且性能可靠的軍用超聲速殲擊機成為理想的測量平臺。1956 年，NASA/EAFB 等的SBFT 項目［32］最早進 行了近場聲爆測量，采用F-100 飛機攜帶專門設(shè)計的逾壓壓力傳感器伴飛被測的F-100 飛機進行近場聲爆測量。在此之后，大量的飛行試驗項目采用改裝的殲擊機攜帶聲爆探針進行空中近場測量，如NASA 采用的測量飛行平臺有F-104［33］、F-16［46］、F-15B［50］、F-18［53］等，典型的場景見圖14［5，50］。

圖14 典型的近場聲爆測量場景Fig.14 Typical scenes of in-flight near-field sonic boom measurements

2）近場至中場聲爆測量的聲爆探針

近場至中場聲爆測量需要在研制的測量飛行平臺上安裝壓力測量設(shè)施。聲爆探針［8］是一種基于皮托管測壓原理的聲爆壓力測量設(shè)施，一般安裝于飛行平臺的頭部、機身下部或其他受氣流干擾較小的部位，有的聲爆探針與飛行平臺的空速管、姿態(tài)測量裝置等集成一體。聲爆探針的基本功能單元通常包括氣流管路、整流裝置、氣流容器、壓力測量裝置、壓力運算單元以及補償裝置等。NASA/EAFB 的SBFT 項目［32］最早采用測量飛機攜帶專門設(shè)計的逾壓測量裝置實測近場聲爆壓力，該測壓裝置是一種早期的聲爆探針，安裝于飛機頭部，與兩個位于飛機頭部的靜壓支桿的靜壓孔相連。此后，利用聲爆探針測量近場聲爆的項目大量出現(xiàn)，技術(shù)也不斷改進。NASA/EAFB的B-58 近場聲爆測量項目［100］設(shè)計了一種具有代表性的現(xiàn)代聲爆探針，得到了成功應(yīng)用，之后還被用 于NASA/EAFB 的NSBEP 項目［33-34，101］，加 裝于F-104 飛機上對XB-70 的近場聲爆進行了測量，該聲爆探針及其安裝見圖 15（a）［101］。

圖15 近場流場測量聲爆探針Fig.15 In-flight sonic boom flow-field probe

壓力測量裝置是聲爆探針的核心功能單元，由氣流總壓、靜壓和差壓傳感器及管路組成，并設(shè)有多路靜壓和差壓測壓孔進行測量修正。NASA的SR-71 SBPE 項目［48］在F-16XL 測量平臺上加裝聲爆探針，其結(jié)構(gòu)與測壓原理見圖 15（b），采用了沿用至今的5 孔測壓法，具有2 套差壓、2 套靜壓和1 套總壓等測量裝置，具有消除頭部氣流反射和補償溫度影響的功能。該聲爆探針在正式試驗前開展了壓力校準(zhǔn)地面和飛行試驗，修正了因振動導(dǎo)致的壓力測量不準(zhǔn)問題，同時修正了聲爆入射角度和壓力延遲等對測量結(jié)果的影響。DARPA的QSP-SSBD 項目［50］在F-15B 加裝該聲爆探針測量了F-5E 和F-5 SSBD 的近場聲爆。灣流/NASA 的Quiet SpikeTM項目［52］對該聲爆探針進行改進，加入了數(shù)字式測壓裝置，將其安裝于F-15B上測量了F-15B QS 的近場聲爆，見圖 15（c）。

聲爆探針需要導(dǎo)引氣流測量壓力，引氣管路存在一定的系統(tǒng)誤差和信號延遲，動態(tài)范圍和分辨率受感壓裝置影響較大，因此初期的聲爆探針測量精度、動態(tài)范圍、分辨率等相對較差，測量修正不完善［6，48］。聲爆探針的設(shè)計需要考慮安裝位置、形狀、測量誤差和飛行影響等諸多修正，常借助數(shù)值計算、風(fēng)洞試驗以及飛行試驗研究修正方法，設(shè)計成本較高，其可靠性和耐用性也需要著重考慮。NASA 一直致力于聲爆探針的設(shè)計改進，聯(lián)合Eagle Aeronautics 研制了低延遲、高可靠性且更耐用的聲爆探針Eagle Aero Probes，安裝在F-15B 機身下部進行了飛行測量，見圖 15（d）［70］。為了消除載機機體氣流擾動對聲爆測量的影響，使用中將其裝于F-15B 的頭部。NASA 為支持LBFD 項目X-59 QueSST 低聲爆飛行試驗，研制了新一代低聲爆測量探針Shock Sensing Probe，屬Eagle Aero Probes 改進版。為確保能測量X-59 QueSST 產(chǎn)生的可能比以往強度都低的近場聲爆，將其安裝在F-15 頭部，見圖 15（e）［102］，開展了多次飛行試驗驗證，在約42 000 ft 高度測量了F/A-18 附近300～500 ft 范圍的聲爆。

綜上所述，聲爆的準(zhǔn)確測量要求聲爆探針的動態(tài)范圍廣、分辨率高且響應(yīng)速度快，結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)設(shè)計應(yīng)考慮飛行平臺的匹配，并評估對飛行平臺安全性和飛行性能的影響。聲爆探針在應(yīng)用前需要利用大量風(fēng)洞和飛行試驗進行測量校準(zhǔn)和修正評估。隨著低聲爆設(shè)計技術(shù)發(fā)展，新一代民用超聲速航空器聲爆強度將顯著降低且傳播特征發(fā)生變化，相應(yīng)的聲爆探針要求具有更低的動態(tài)范圍下限、更高的測試精度、更快的響應(yīng)速度以及更強的飛行平臺適應(yīng)性，并這方面仍需要持續(xù)的技術(shù)研究，開展飛行試驗進行驗證。

3）近場至中場聲爆（激波系）流場成像設(shè)施

近年來，以紋影成像技術(shù)為代表的流場成像技術(shù)［69，88-90，103］持續(xù)發(fā)展與完善，逐步應(yīng)用于近場至中場聲爆流場的測量。采用紋影成像技術(shù)，可以直接觀測航空器周圍大范圍的激波和膨脹波系的產(chǎn)生和演化。NASA 在20 世紀(jì)90 年代就開始了近場聲爆紋影成像設(shè)施的研制［69，88-89］，開發(fā)了地基的GASPS 系統(tǒng)（Ground to Air Schlieren Photography System）和空基的AirBOS（Air-to-Air Background Oriented Schlieren flights）系統(tǒng)，成功運用于聲爆流場飛行測量。根據(jù)LBFD 項目的飛行試驗需求，NASA 開發(fā)了新一代地基系統(tǒng)BOSCO（Background Oriented Schlieren using Celestial Objects），并持續(xù)改進AirBOS 系統(tǒng)，開展了 大量飛 行試驗驗證［69］。2019 年，NASA 采用安裝于B-200 飛機上的AirBOS 系統(tǒng)測量了T-38 飛機近場聲爆流場，典型結(jié)果見圖 3（b），圖 16 為紋影成像的測量原理和地基測量設(shè)施BOSCO［88-89］。

圖16 NASA 的聲爆（激波）流場紋影成像技術(shù)及設(shè)施Fig.16 NASA’s schlieren photographic technique and facilities to measure sonic boom（shock）flowfield

紋影成像類流場測量設(shè)施既可以在飛行平臺布置，也可以布置在地面上，通過少量試驗就可得到大范圍的流場信息，但成像設(shè)施相對復(fù)雜，測量時需借助太陽光，要求被試對象飛行航跡應(yīng)在測量設(shè)施和太陽之間，且要求大氣能見度高，一定程度上限制了該技術(shù)的應(yīng)用。此外，聲爆紋影成像是一種非接觸式間接測量技術(shù)，成像結(jié)果是基于光線通過不同密度的大氣的散射規(guī)律來反演運算得到，測量參數(shù)的數(shù)量和精度低于聲爆探針類的直接測量法。應(yīng)用于聲爆飛行試驗的紋影成像測量技術(shù)報道主要來源于美國NASA 主導(dǎo)開展的研究項目，其它研究機構(gòu)的應(yīng)用于飛行試驗的相關(guān)成果鮮見公開報道。

3.2.2 中場至遠(yuǎn)場聲爆測量

聲爆自近場傳播至中遠(yuǎn)場后通常發(fā)生較大演化，測量區(qū)域遠(yuǎn)離被試對象，聲爆測量平臺以及測試系統(tǒng)相對于近場至中場聲爆測量的要求不同。中場至遠(yuǎn)場聲爆測量的關(guān)鍵技術(shù)也在于測量平臺和測量設(shè)施的設(shè)計研制。

中場至遠(yuǎn)場聲爆測量降低了對測量平臺飛行速度與高度的要求，既可以采用低空飛行平臺和浮空平臺，也可以采用加高的地面設(shè)施，或者直接借助地形。早期的聲爆飛行試驗中，由于缺乏低空飛行/浮空測量平臺，采用在地面建設(shè)的高塔上安裝傳聲器的方式進行近地面聲爆測量。美國空軍在Virginia 的Wallops 島采用1 500 ft 和250 ft 的高塔進行了兩架F106 的聲爆測量，見圖 17［104］。之后，美國空軍和NASA 還在Nevada 建設(shè)了1 500 ft 的BREN 測量塔，應(yīng)用于1970 BREN Tower Tests項目［42-43，80］。隨著低空飛行/浮空測量平臺的出現(xiàn)，大量飛行試驗項目采用低空亞聲速飛行的通用飛機、滑翔機和飛艇等進行聲爆測量［21，48-49，55，64］。NASA 的SR-71 SBPE 項目［46，48］和NASA/Wyle等的SCAMP 項目［54-55］分別采用YO-3A、TG-14飛機攜帶前支桿傳聲器裝置進行中場至遠(yuǎn)場聲爆測量，DARPA 的QSP-SSBD 項目［49］采用安裝于L-13 滑翔機上的前支桿傳聲器裝置測量中遠(yuǎn)場近地面的入射和反射聲爆。圖 2（b）為典型低空測量飛行平臺及其加裝的聲爆測量前支桿傳聲器裝置［54］。JAXA 的D-SEND 系列項目［16，21］使用圖 2（c）所示的3 組以飛艇作為測量平臺的ABMS測量地面至1 km 高度的聲爆，每組ABMS 系留繩上布置4 套傳聲器以及數(shù)據(jù)采集記錄設(shè)備、飛行控制設(shè)施、GPS、無線通信設(shè)施和空中氣象測量單元。NASA/Wyle 的SCAMP 項目［54-55］采用2 套以飛艇作為測量平臺的AADC 系統(tǒng)（Airborne Acoustic Data Collection System）對聚焦聲爆進行測量，每套AADC 系統(tǒng)安裝有3 套傳聲器以及GPS 設(shè)備、數(shù)據(jù)采集記錄器和飛行控制設(shè)施。從上述應(yīng)用案例看，基于測量飛行平臺進行中場至遠(yuǎn)場聲爆測量的技術(shù)仍然面臨飛行平臺設(shè)計研制成本高和飛行保障復(fù)雜的問題。當(dāng)前，無人機技術(shù)迅猛發(fā)展，其具有體積小、飛行靈活、成本低等優(yōu)勢，在航空聲學(xué)飛行測量領(lǐng)域得到了一定的成熟應(yīng)用［105］，為一種可用于聲爆飛行測量的新型平臺。

圖17 美國空軍采用高塔進行F106 近地面聲爆測量［104］Fig.17 U.S.Air Force’s tower to measure near-ground sonic boom of F106［104］

由于測量平臺飛行高度和速度降低，聲爆測量多采用結(jié)構(gòu)簡單、性能可靠、動態(tài)范圍廣、頻率響應(yīng)快的可安裝于機身外部支桿或浮空器牽引繩索上的傳聲器裝置。盡管中遠(yuǎn)場聲爆可以采用與地面聲爆測量同類的傳聲器，但技術(shù)要求存在不同之處，一是需要研制可安裝在測量平臺上的支桿，進行支桿空氣動力學(xué)設(shè)計與分析以修正其對測量結(jié)果的干擾；二是傳聲器的選擇需考慮頻響特性與動態(tài)范圍的差異以及環(huán)境適應(yīng)性；三是需要設(shè)計用于整流的鼻錐或結(jié)構(gòu)，以消除或修正氣流干擾。近年來，噪聲和動態(tài)壓力測量技術(shù)快速發(fā)展［106-107］，頻響特性優(yōu)異的電容式傳聲器和環(huán)境適應(yīng)性強、動態(tài)范圍廣的壓電/壓敏式傳聲器均可應(yīng)用于空中聲爆測量。傳聲器鼻錐設(shè)計也趨于成熟［108-109］，提高了傳聲器對飛行或風(fēng)洞高速氣流環(huán)境的適應(yīng)性和測量能力。但是，前支桿傳聲器裝置設(shè)計方案多樣，尤其是加裝鼻錐或整流裝置后，如何進行動態(tài)校準(zhǔn)和測量修正仍是技術(shù)難點，當(dāng)前依賴于不完備的風(fēng)洞試驗或飛行試驗數(shù)據(jù)歸納方法，影響了聲爆的絕對測量精度，相關(guān)的技術(shù)研究還需要進一步開展。

3.3 輔助測量

聲爆飛行試驗除了進行全傳播路徑的聲爆測量外，還需同時進行被試對象和測量平臺的飛行狀態(tài)、飛行航跡、地面至空中大氣條件以及其他與聲爆測試相關(guān)的參數(shù)的綜合輔助測量［8，21，55］。

被試對象和測量平臺的飛行狀態(tài)可采用機載測試系統(tǒng)和必要的地面輔助設(shè)施來測量，通過加裝的測量設(shè)施實測和總線參數(shù)抽引相結(jié)合，參數(shù)測量一般采用統(tǒng)一的全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)（如GPS、北斗系統(tǒng)）時間基，這類測量技術(shù)是飛行試驗的通用技術(shù)。

飛行航跡或飛機位置測量有光學(xué)測量法、慣性導(dǎo)航測量法、雷達(dá)追蹤法和全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)測量法等。在美國早期開展的SBFT 和NSBEP項目中［33-35］，近場聲爆測量平臺與試驗對象的相對距離采用光學(xué)測量法，光學(xué)相機被安裝于伴飛平臺上，通過比例成像原理進行距離計算。光學(xué)測量方法、雷達(dá)追蹤法等的測量范圍有限，精度控制困難，高空中還需要飛行測量平臺，成本高昂。隨著全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)（如GPS、北斗系統(tǒng)）的建設(shè)完善，基于差分定位的飛行航跡/位置測量技術(shù)成熟，測試設(shè)施相對簡單且加改裝難度低，測量范圍大、精度高，在飛行試驗中得到大量應(yīng)用［21，54-55］。

地面至空中大氣條件測量對于聲爆飛行試驗也很重要，已開展的飛行試驗項目主要采用無線電探空儀、氣象氣球或微波輻射計等測量空中氣象五要素（壓力、溫度、風(fēng)速、風(fēng)向和相對濕度），地面則采用常見的地面氣象站測量，圖 18（a）為NASA/Wyle 的SCAMP 項目采用的地面氣象站和氣象氣球［55］，圖 18（b）為中國飛行試驗研究院在飛行試驗中采用的地面氣象站和空中氣象測量設(shè)施微波輻射計［29］。JAXA 的D-SEND 項目直接將氣象測量系統(tǒng)集成在ABMS 系統(tǒng)中［16，21］。

圖18 聲爆飛行試驗中常見的氣象測量設(shè)施Fig.18 Common meteorological testing facilities in sonic boom flight tests

聲爆飛行試驗中還需要其它必要的輔助測量手段。如NASA 采用了實時綜合數(shù)據(jù)分析與座艙顯示技術(shù)輔助開展飛行試驗，試驗設(shè)施及其應(yīng)用見圖 2（d）［59］，試驗人員和飛行人員根據(jù)座艙實時顯示結(jié)果設(shè)計和控制試驗點，有效提高了試驗?zāi)芰托省：娇掌鞒曀亠w行時，結(jié)構(gòu)幾何變形對聲爆的產(chǎn)生影響較大，NASA 的LBFD 項目研發(fā)了機載FOSS（Armstrong’s Fiber Optic Sensing System）系統(tǒng)［110］以測量機體幾何變形量，重點監(jiān)測翼尖彎扭變形。

4 結(jié)論與展望

開展聲爆飛行實測是聲爆研究的必要手段，是新技術(shù)探索和演示驗證的重要途徑，也是航空器表明符合適航規(guī)章或設(shè)計定型標(biāo)準(zhǔn)的必經(jīng)之路。本文圍繞新一代超聲速航空器聲爆研究熱點，對聲爆飛行試驗的測量技術(shù)進行綜述，歸納聲爆飛行試驗技術(shù)的研究進展，總結(jié)了自近場、中場至遠(yuǎn)場（地面）的全傳播路徑聲爆測量技術(shù)方案，分析了地面、空中聲爆測量以及輔助測量的關(guān)鍵技術(shù)及其發(fā)展趨勢。

1）新一代低聲爆航空器技術(shù)的探索與研制促使聲爆飛行試驗技術(shù)研究成為航空界的一個熱點問題，同時也對聲爆精細(xì)化飛行測量提出了新的技術(shù)挑戰(zhàn)。

2）聲爆測量缺乏全傳播路徑都有效的統(tǒng)一測量手段，依賴近場至中場、中場至遠(yuǎn)場和地面的不同測量平臺及設(shè)施進行組合測量，技術(shù)方案復(fù)雜，還需要同步測量大氣條件、被試對象/測量平臺飛行狀態(tài)和飛行航跡，依賴特殊的飛行空域、測量場地和飛行保障設(shè)施等資源，涉及的技術(shù)面廣，動用資源多，是復(fù)雜的系統(tǒng)工程。

3）聲爆飛行試驗測量的技術(shù)難點在于試驗方案設(shè)計、空中/地面專用測量設(shè)施設(shè)計、試驗對象/飛行測量平臺研制等方面，相關(guān)技術(shù)和設(shè)施向空地一體化、精細(xì)化與智能化方向快速發(fā)展，當(dāng)前地面聲爆測試設(shè)施、空中聲爆測量的聲爆探針和成像設(shè)施的測量精度、測量范圍、環(huán)境適應(yīng)性和可靠性還有待進一步提升。

4）隨著新一代超聲速航空器的設(shè)計研制步伐加快，人工智能技術(shù)、新材料技術(shù)和新概念傳感技術(shù)、空地一體測量技術(shù)、微機電技術(shù)、計算機技術(shù)、新概念飛行技術(shù)等的發(fā)展將為聲爆測量技術(shù)發(fā)展提供新方向和新思路，需要通過飛行試驗進行新技術(shù)的探索與驗證。

當(dāng)前，中國開展了大量的航空器聲爆問題研究，進行了大量的聲爆理論、預(yù)測方法和低聲爆設(shè)計技術(shù)探索，但在通過飛行試驗進行技術(shù)探索和演示驗證方面發(fā)展相對滯后，開展全傳播路徑聲爆測量飛行試驗的能力和資源不足。聲爆飛行試驗的方案復(fù)雜，技術(shù)投入高，其本身也需要技術(shù)探索和試驗驗證，技術(shù)發(fā)展和資源建設(shè)需要一個長期的過程，因此，基于對航空器聲爆飛行試驗測量技術(shù)研究進展的綜述分析，針對國內(nèi)聲爆飛行試驗技術(shù)發(fā)展提出以下建議：

1）緊扣當(dāng)前聲爆問題和超聲速民機技術(shù)探索的需求，進行聲爆飛行試驗平臺和飛行測量平臺的研制技術(shù)研究，探索建設(shè)聲爆飛行試驗平臺和飛行試驗資源。

2）開展全傳播路徑聲爆測量關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，開發(fā)技術(shù)自主可控的地面大型聲爆測量陣列設(shè)施和空中聲爆測量設(shè)施，尤其是急需填補聲爆探針、機載支桿傳聲器裝置等關(guān)鍵設(shè)施空白，形成航空器聲爆飛行測量的基本能力。

3）基于現(xiàn)有超聲速殲擊機平臺進行改造或設(shè)計研制低成本演示驗證模型，開展多狀態(tài)的聲爆飛行實測，積累飛行試驗數(shù)據(jù)庫，為低聲爆設(shè)計技術(shù)探索、聲爆預(yù)測工具開發(fā)等提供支撐。