沈 沉，周 華

（同濟(jì)大學(xué) 航空航天與力學(xué)學(xué)院，上海200092）

0 引 言

超聲速客機(jī)在飛行速度方面的優(yōu)勢使其自誕生之日起就受到世界的矚目，但是由于經(jīng)濟(jì)性較差、飛行噪聲過大，使這種飛機(jī)的發(fā)展一波三折，唯一實(shí)現(xiàn)航線飛行的是由英法聯(lián)合研制的“協(xié)和”式飛機(jī)?！皡f(xié)和”式飛機(jī)靠英法政府補(bǔ)貼彌補(bǔ)其經(jīng)濟(jì)性較差的缺點(diǎn)，同時為了避免噪聲帶來的環(huán)境問題，“協(xié)和”式飛機(jī)的航線被設(shè)計(jì)到大西洋上空。2003年，在一次機(jī)毀人亡的嚴(yán)重事故后，“協(xié)和”式飛機(jī)正式退出運(yùn)營。但是超聲速客機(jī)的研究一直沒有停止，美國和歐洲都有相關(guān)的研究計(jì)劃，甚至還包括研制高超聲速客機(jī)的設(shè)想。為了解決超聲速客機(jī)帶來的噪聲問題，歐美都有相關(guān)的研究項(xiàng)目，希望克服經(jīng)濟(jì)性和飛行噪聲問題。這兩個問題的解決無疑將掃清超聲速客機(jī)進(jìn)入商業(yè)運(yùn)營道路上的技術(shù)障礙。

超聲速客機(jī)的飛行噪聲主要來源于超聲速飛行時產(chǎn)生的“音爆”現(xiàn)象。超聲速空氣動力學(xué)告訴我們，飛機(jī)以超聲速飛行時，它在遠(yuǎn)場對空氣的擾動與細(xì)長旋成體等價，其流動特征由頭部激波、膨脹波和尾部激波決定，其壓強(qiáng)分布形成典型的字母N的形狀，因而常被稱為“N波”?！癗波”掃過地面時，地面上的居民可以聽到類似雷聲滾過的轟鳴，這就是所謂“音爆”現(xiàn)象。為了減弱“音爆”帶來的噪聲問題，各國研究人員提出各種技術(shù)手段用于降低氣動噪聲，包括使用航跡優(yōu)化和改變氣動外形兩大類方法。航跡優(yōu)化包括將航線設(shè)計(jì)到無人區(qū)上空并增加起飛著陸時的飛行角度以減小受影響的區(qū)域。改變氣動外形的方法則是試圖通過減小客機(jī)尺寸、改變客機(jī)氣動外形和加裝降噪裝置三種途徑實(shí)現(xiàn)降低飛行器對空氣的擾動，改變激波形狀和強(qiáng)度，進(jìn)而達(dá)到減弱"音爆"的目的。本文研究的降噪手段屬于后者，意圖在于用加裝在飛機(jī)頭部的細(xì)長桿改變頭部激波形狀，進(jìn)而減弱“音爆”的影響。

細(xì)長桿降噪方法的設(shè)想最早誕生于20世紀(jì)60年代，它既有空氣阻力相對較小的優(yōu)點(diǎn)，還對機(jī)體改動小。通過分析比較各種細(xì)長桿的降噪效果，本文經(jīng)過研究分析獲得細(xì)長桿降噪性能的一系列初步結(jié)論，這些結(jié)論可供超聲速客機(jī)設(shè)計(jì)人員參考。

如前所述，超聲速客機(jī)的噪音主要源于音爆，而對音爆的分析一般分為近場、中場和遠(yuǎn)場?？蜋C(jī)以超聲速飛行時在空氣中產(chǎn)生擾動，擾動通過大氣傳播至地面的過程基本是軸對稱型的。氣體靜壓曲線的特征形狀在傳播過程中演變，氣體的各個參數(shù)在大尺度范圍內(nèi)仍具有明顯的非線性效果。由于滿足幾何聲學(xué)方程，飛機(jī)產(chǎn)生的音爆會在大氣傳播過程中收斂疊加，在遠(yuǎn)場形成了靜壓特征曲線相對固定的“N波”。假設(shè)波幅衰減因子在大氣中恒定，根據(jù)特征線的觀點(diǎn)［1］，過壓δp只與音爆傳播距離有關(guān)。超聲速飛機(jī)產(chǎn)生噪聲的實(shí)質(zhì)是激波在大氣中傳播，在遠(yuǎn)場仍能產(chǎn)生較大的壓強(qiáng)差，從而產(chǎn)生音爆，因而，研究降噪的本質(zhì)辦法要從控制激波入手。

傳統(tǒng)的音爆計(jì)算方法采用諸如 TRAPS［2］、ZEPHYRUS［3］、PCBoom3［4］等音爆程序計(jì)算遠(yuǎn)場音爆，然后結(jié)合CFD計(jì)算得到的近場解來使兩者相互適應(yīng)。這種方法的計(jì)算量較小，但由于采用不同數(shù)值方法分別求解近、遠(yuǎn)場，難以具有很好的說服力。由于計(jì)算機(jī)性能的不斷提高，使本文采用統(tǒng)一的CFD算法求解近場與遠(yuǎn)場成為可能。本文綜合考慮計(jì)算成本和計(jì)算精度，采用自適應(yīng)網(wǎng)格，以使求解更加快速、精確。下面通過對比實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)以及傳統(tǒng)音爆理論，以說明數(shù)值算法的準(zhǔn)確性。

1 數(shù)值模型及其驗(yàn)證

為了檢驗(yàn)本文所用的數(shù)值模型，本文將計(jì)算結(jié)果與灣流公司的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，以此驗(yàn)證數(shù)值模擬結(jié)果的可信度，為后續(xù)工作打下基礎(chǔ)。

Preston等人提出的細(xì)長桿降噪小型超聲速民航機(jī)方案如圖1所示［5］。本文將此民航機(jī)作為數(shù)值可信度分析參照物，使用由此型號導(dǎo)出的的外形尺寸參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，以便于與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比。由于我們只關(guān)心飛行噪音對地面的影響，因此將此飛機(jī)簡化為細(xì)長旋成體（如圖2），便可以將與其音爆相關(guān)的流場計(jì)算轉(zhuǎn)化為準(zhǔn)三維問題求解，從而大大縮短計(jì)算時間。

圖1 灣流公司細(xì)長桿降噪小型超聲速民航機(jī)方案Fig.1 Small supersonic civil aircraft of Gulfstream

圖2 機(jī)身準(zhǔn)三維簡化結(jié)構(gòu)Fig.2 Simplified structure of quasi－three－dimensional body

下面算例中的飛行馬赫數(shù)為1.6。劃分網(wǎng)格時首先用馬赫角來預(yù)估激波范圍，確定計(jì)算域。然后對此計(jì)算域用四邊形網(wǎng)格劃分，原始網(wǎng)格數(shù)量15萬。在計(jì)算過程中，以壓強(qiáng)梯度為變量，應(yīng)用自適應(yīng)網(wǎng)格方法處理網(wǎng)格，在激波附近加密網(wǎng)格，然后重復(fù)計(jì)算。求解中采用了密度基定常求解器耦合能量方程的方法求解全場，大氣采用粘度滿足Sutherland關(guān)系的理想氣體模型模擬，使用Spalart－Allmaras湍流模型以及壓力遠(yuǎn)場邊界條件，以隱式格式進(jìn)行計(jì)算。本文采用的預(yù)分裂法能克服矢通量分裂格式精度不足和通量差分裂格式計(jì)算量較大的缺點(diǎn)，符合本文的帶細(xì)長桿超聲速客機(jī)的數(shù)值模擬精確高效的要求［6］。

本文通過逐步增加網(wǎng)格數(shù)量的方式（圖3、圖4），觀察網(wǎng)格數(shù)量對計(jì)算結(jié)果的影響，驗(yàn)證網(wǎng)格無關(guān)性檢驗(yàn)。結(jié)果證明，在本文計(jì)算中，當(dāng)網(wǎng)格密度增加到40萬以后，可以達(dá)到網(wǎng)格無關(guān)性的要求。

圖3 飛機(jī)附近的計(jì)算域原始網(wǎng)格Fig.3 Original mesh around the aircraft

圖4 自適應(yīng)處理后激波路徑上的網(wǎng)格Fig.4 Self－adapted grid along the shock path

調(diào)用近場數(shù)據(jù)，畫出靜壓分布曲線（圖5）并與實(shí)驗(yàn)曲線（圖6）對比，可見兩條曲線的走勢基本一致，曲線前段也有鋸齒狀上升，兩者在前半段基本吻合。明顯的不同處體現(xiàn)在兩個方面：（1）尾部壓強(qiáng)曲線出現(xiàn)突起；（2）模擬結(jié)果中的靜壓最小值低于實(shí)驗(yàn)結(jié)果中的值。

這兩方面的誤差是由于實(shí)際模型機(jī)身后半段與準(zhǔn)三維軸對稱體差異較大。實(shí)際民航機(jī)由于垂尾的存在，使得機(jī)尾激波較弱且偏轉(zhuǎn)角大無法順利掃到地面所以不存在尾部波形突起，而數(shù)值模擬的尾部激波比較強(qiáng)會引起特征波形在這點(diǎn)的壓強(qiáng)驟增；而且實(shí)際民航機(jī)后段機(jī)腹縱截線曲率半徑較大，產(chǎn)生的膨脹波系較弱，不能像軸對稱模型那樣明顯地降低地面壓強(qiáng)，導(dǎo)致了數(shù)值模擬數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的壓強(qiáng)最小值差異。雖然后半部分用準(zhǔn)三維模型模擬存在一些誤差，但考慮到細(xì)長桿是安裝在機(jī)頭部位，屬于機(jī)身前段，用數(shù)值模擬方法比較各種細(xì)長桿降噪效果的結(jié)論也具有可信性。

圖5 數(shù)值模擬靜壓曲線Fig.5 Static pressure curve of numerical simulation

圖6 灣流公司實(shí)驗(yàn)曲線Fig.6 Experimental static pressure curve of Gulfstream

將各個距離靜壓峰值用連線表示（圖7），從模擬結(jié)果中我們可以看到距飛行軌跡不同距離位置的靜壓情況是滿足細(xì)長體近場壓強(qiáng)場的基礎(chǔ)理論公式［7］，靜壓峰值與半徑的四分之三次方成反比，說明在這一點(diǎn)上數(shù)值模擬結(jié)果是與理論相符合的。根據(jù)前文的論述，超聲速飛機(jī)在遠(yuǎn)場會產(chǎn)生“N波”，而將“N波”理論結(jié)果［8］疊加到650m處的數(shù)值模擬結(jié)果上對比（圖8），發(fā)現(xiàn)兩者走勢基本吻合。由此可見，通過與已有實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和音爆理論的對比，表明上述用于模擬音爆的數(shù)值方法是合理有效的。

圖7 飛行軌跡上不同站位的壓強(qiáng)變化Fig.7 Pressure variation at different stations on the flight path

2 設(shè)計(jì)方案與計(jì)算結(jié)果

圖8 理論波形在數(shù)值模擬結(jié)果上的對比Fig.8 Comparison between the numerical simulation results and N－wave theory

超聲速客機(jī)頭部激波形狀在大尺度范圍看主要由飛行馬赫數(shù)決定，而根據(jù)錐形流理論，頭部激波形狀在近場小尺度范圍內(nèi)則由頭錐的錐角和飛行馬赫數(shù)共同決定。細(xì)長桿降噪的主要機(jī)理就在于用細(xì)長桿改變頭部激波近場形狀，進(jìn)而改變頭部激波強(qiáng)度，減弱“音爆”形成的噪聲水平。從另外的角度看，加裝細(xì)長桿后，超聲速客機(jī)的長細(xì)比增加，這意味著激波阻力下降，而激波阻力下降的根本原因是激波強(qiáng)度減弱，顯然有助于減弱“音爆”帶來的噪音。

基于對上述基本機(jī)理的認(rèn)識，本文設(shè)計(jì)了6組細(xì)長桿方案，包括雙錐體方案、臺階體方案、鈍頭體方案、連續(xù)壓縮體方案、流線型細(xì)長桿方案和整體錐形細(xì)長體方案，加上作為對比參照物的無細(xì)長桿方案，共計(jì)算了7組13種方案（表1）：

a）三種雙錐體細(xì)長桿方案用來確定雙錐體細(xì)長桿降噪效果與錐頂角的關(guān)系。

b）兩種臺階體細(xì)長桿模型是受美國SSBD驗(yàn)證項(xiàng)目中F－15B戰(zhàn)機(jī)實(shí)驗(yàn)的啟發(fā)，希望找到臺階數(shù)對降噪的影響。

c）鈍頭體細(xì)長桿能在鈍頭前方拉出一道弓形脫體激波，而弓形激波的激波較強(qiáng)，可能有較好的降噪效果，這里做嘗試分析。

d）連續(xù)壓縮細(xì)長桿方案是本文獨(dú)創(chuàng)的，這種方案的特點(diǎn)是細(xì)長桿前部由連續(xù)的凹面構(gòu)成，超聲速氣流在凹面上產(chǎn)生連續(xù)的壓縮波，而不是孤立的貼體激波。提出連續(xù)壓縮方案是因?yàn)閷砹鬟M(jìn)行連續(xù)壓縮可以產(chǎn)生較弱的脫體激波，可能有較好的降噪作用。與凹面相連接的曲面包括錐面、一階連續(xù)凸面和凹面三種型式，目的在于考查各種后向曲面產(chǎn)生的膨脹波與前方連續(xù)壓縮形成的激波之間的相互干擾關(guān)系，同時考察銜接兩個曲面的銳邊對噪聲的有什么影響。

e）流線型細(xì)長桿模型也是本文獨(dú)創(chuàng)的，雖然前部有較大的錐角，后段則有較大范圍的膨脹波區(qū)域可能對細(xì)長桿頂端的激波有一定的干涉作用。

f）整體錐形體的錐角明顯小于飛機(jī)頭錐的錐角，根據(jù)錐形流理論，由此產(chǎn)生的一道斜激波的強(qiáng)度將小于頭錐產(chǎn)生的激波強(qiáng)度。設(shè)計(jì)這個方案就是要驗(yàn)證局部較小的激波錐角對遠(yuǎn)場激波錐角的影響。

為了在模擬中計(jì)入機(jī)身影響，同時為了簡化計(jì)算，本文以“協(xié)和”式客機(jī)的幾何構(gòu)型為基準(zhǔn)，設(shè)計(jì)了細(xì)長旋成體代替機(jī)身的作用。各種方案中的細(xì)長桿在計(jì)算中直接加裝在細(xì)長旋成體上，細(xì)長桿長度統(tǒng)一為8m。采用細(xì)長旋成體機(jī)身后，可以用準(zhǔn)三維模型進(jìn)行分析。使用第3部分的計(jì)算方法，采用相同的湍流模型和步驟，將馬赫數(shù)修改為2，其他參數(shù)不變，迭代至收斂后使用自適應(yīng)網(wǎng)格以提高精度，并驗(yàn)證網(wǎng)格無關(guān)性。

從等高圖、坐標(biāo)表示（圖9）、列表（表2）三個方面對距飛行軌跡50m和1200m處的計(jì)算數(shù)據(jù)進(jìn)行后處理，觀察遠(yuǎn)場N波、激波強(qiáng)度、激波傾角。

表1 各種細(xì)長桿方案Table 1 Various slender－rod designs

圖9 典型的近場等高線圖、典型近場靜壓曲線、典型遠(yuǎn)場“N波”曲線Fig.9 Typical near－field contour，typical near－field static pressure curve，typical far－field N－wave curve

這里采用聲壓級參數(shù)來量化比較的降噪效果。由于噪聲的實(shí)質(zhì)是空氣中的壓力脈動，且各類細(xì)長桿方案的機(jī)頭激發(fā)的激波所形成的壓力階躍脈寬相近，因此可以直接利用遠(yuǎn)場最大靜壓的聲壓級降低值來衡量。降噪效果聲壓級應(yīng)滿足下式：

其中Pmax為細(xì)長桿方案的遠(yuǎn)場靜壓最大值，P0max為無細(xì)長桿方案的遠(yuǎn)場靜壓最大值。列表比較聲壓和較降噪分貝數(shù)。

本文從表2數(shù)據(jù)得出以下規(guī)律：

a）雙錐體細(xì)長桿頂角越小，遠(yuǎn)場的噪聲水平越低，降噪效果越好。

b）臺階數(shù)越多，遠(yuǎn)場噪聲水平越低，降噪能力越好。

c）外形光滑（一階連續(xù)）的細(xì)長桿降噪效果比帶銳邊的細(xì)長桿好，平滑過渡（一階連續(xù)）的細(xì)長桿形狀具有更低的N波峰值。

d）各種方案的降噪效果優(yōu)劣：5°錐頂角方案降噪效果最好，連續(xù)壓縮降噪效果較好，多臺階也具有降噪效果，前凸方案降噪效果不明顯，其他方案沒有降噪效果。

e）細(xì)長桿形狀對局部激波傾角有影響，但對大尺度的遠(yuǎn)場激波傾角影響不大。

表2 各種細(xì)長桿模型遠(yuǎn)場靜壓與降噪效果列表Table 2 Comparison of far－field maximum pressure and noise reduction effect

3 準(zhǔn)三維計(jì)算結(jié)果的機(jī)理分析

3.1 近場分析

距飛行軌跡50m截面的靜壓曲線（圖10、圖11）來看，根據(jù)細(xì)長桿形狀不同，無細(xì)長桿方案有單個波峰，加裝細(xì)長桿后頭部激波被"分裂"成幾個較小的波峰。也就是說，在近場，無細(xì)長桿模型的激波強(qiáng)度較強(qiáng)，而通過加裝細(xì)長桿，就可以把激波"分解"，這樣就能夠有效地降低激波強(qiáng)度，減少其近場的噪聲。而多道激波在中場疊加并影響遠(yuǎn)場的情況將在本文3.3討論。

連續(xù)壓縮（一階連續(xù)）方案的近場激波強(qiáng)度最小，這樣的結(jié)果與細(xì)長桿形狀有關(guān)。圖12為細(xì)長桿以及機(jī)頭前部流場靜壓云圖，由于細(xì)長桿前段對氣體的連續(xù)壓縮，產(chǎn)生了多道較弱的壓縮波，這些壓縮波最終會疊加為激波。從數(shù)值模擬的結(jié)果來看，這些壓縮波在疊加為激波之前受到了膨脹波系的影響而產(chǎn)生了彎折。多道壓縮波疊加相當(dāng)于對機(jī)頭的來流進(jìn)行了“預(yù)壓縮”，使得機(jī)頭所產(chǎn)生的激波大為減小。從云圖中還可以發(fā)現(xiàn)，外形一階連續(xù)的細(xì)長桿相對于有銳邊的細(xì)長桿更能夠產(chǎn)生連續(xù)的更弱膨脹波，使機(jī)頭前的氣流密度和溫度不至于降低太多，就能夠降低機(jī)頭產(chǎn)生的激波強(qiáng)度，這就是這個方案可以降低音爆噪聲的主要機(jī)理。

圖11 帶細(xì)長桿近場靜壓曲線Fig.11 Near－field static pressure curve of aircraft with slender－rod－noise－reduction

圖12 靜壓云圖中的壓縮波、激波、膨脹波系Fig.12 Compression wave，shock wave，expansion wave system in the static pressure cloud

3.2 遠(yuǎn)場分析

從熵增和耗散的角度來解釋本文第2部分發(fā)現(xiàn)的規(guī)律，連續(xù)壓縮模型之所以具有低噪聲的優(yōu)勢，是因?yàn)樗梢允箽怏w壓縮過程接近于等熵過程，總壓損失小，噪聲水平也就較低［9］；雙錐體方案的錐頂角直接影響到了氣流轉(zhuǎn)折角，轉(zhuǎn)折角越大，氣體壓縮過程中的熵增越多，能量的耗散也越多，因此錐頂角越大，噪聲也越大；而雙臺階體方案降噪效果較差也可以用這樣的理論來解釋。這就解釋了越是平滑的外形，具有越好的降噪效果。以上是從能量耗散的角度解釋噪聲，本文3.3將從激波強(qiáng)度的角度來解釋降噪的機(jī)理。

3.3 近場對遠(yuǎn)場的影響分析

這里以連續(xù)壓縮（一階連續(xù)）的模型為例，分析從近場激波到遠(yuǎn)場激波的演變過程。圖13分別展示了距飛行軌跡50m、75m、100m的靜壓曲線，觀察這三條靜壓曲線可以發(fā)現(xiàn)兩道激波逐漸收斂合并的過程。距飛行軌跡50m的兩個靜壓峰值還十分明顯，但到75m處時靜壓曲線已經(jīng)比較靠近，客機(jī)擾動傳播到距飛行軌跡100m位置的靜壓峰值基本已經(jīng)相互融合。這樣的現(xiàn)象在各類細(xì)長桿方案中都可見，這與激 波疊加的基本理論完全一致。

圖13 50m處靜壓曲線、75m處靜壓曲線、100m處靜壓曲線Fig.13 Static pressure curve of the distance 50m，75m，100mfrom the flight path

由于遠(yuǎn)場的激波是近場的各壓縮波疊加而成的，因此噪聲水平實(shí)質(zhì)上取決于細(xì)長桿產(chǎn)生的激波強(qiáng)度與機(jī)頭產(chǎn)生的激波強(qiáng)度，這與Page和Plotkin的研究成果［10］相符。為了了解近場參數(shù)和遠(yuǎn)場參數(shù)之間關(guān)系，這里以靜壓參數(shù)為例嘗試探究經(jīng)驗(yàn)公式。為了經(jīng)驗(yàn)公式的有效性，只觀察細(xì)長桿產(chǎn)生的近場靜壓超過1000Pa并且有明顯的兩個近場峰值的情況。以二階線性方程回歸公式得到遠(yuǎn)場（距飛行軌跡1200m處）靜壓峰值與近場（距飛行軌跡50m處）兩個靜壓極值之間的關(guān)系：

這里已經(jīng)考慮了單位的統(tǒng)一性，單位為Pa。經(jīng)過數(shù)據(jù)回歸分析，計(jì)算出：

通過上面的分析，我們知道遠(yuǎn)場激波強(qiáng)度是與細(xì)長桿激波強(qiáng)度和機(jī)頭激波強(qiáng)度密切相關(guān)的。這個經(jīng)驗(yàn)公式也可以作為細(xì)長桿初步設(shè)計(jì)時的參考。

4 三維計(jì)算

準(zhǔn)三維流場計(jì)算雖有高效率的優(yōu)點(diǎn)，但不及三維計(jì)算有說服力，況且?guī)Чソ堑募?xì)長桿降噪流場分析已經(jīng)不屬于準(zhǔn)三維流場范疇，對帶細(xì)長桿客機(jī)采取三維分析是有必要的。本章選擇了降噪效果最佳的5°半頂角雙錐體細(xì)長桿方案和本文獨(dú)創(chuàng)的連續(xù)壓縮的方案，分析這兩種方案的三維流場，并對帶攻角的模型分析氣動力。

細(xì)長桿降噪需要遠(yuǎn)場計(jì)算結(jié)果，由于我們只關(guān)心飛機(jī)噪聲向地面?zhèn)鞑シ较虻牧鲌銮闆r，且客機(jī)流場屬對稱問題，切割一半并去除上部以減小計(jì)算域。得到的零攻角時連續(xù)壓縮的流場靜壓分布情況與第4部分中連續(xù)壓縮細(xì)長桿準(zhǔn)三維模型靜壓情況相符合，說明了準(zhǔn)三維軸對稱簡化是合理且可行的。零攻角時1200m外遠(yuǎn)場地面的靜壓分布如圖14，可以從地面的靜壓分布中觀察出準(zhǔn)三維問題中的“N波”特性，這與準(zhǔn)三維模擬是吻合的，也是對準(zhǔn)三維模型計(jì)算方法的驗(yàn)證。5°攻角時，雙錐體細(xì)長桿的氣動力如圖15。由于強(qiáng)度校核屬于氣動彈性范疇，本文主要闡述細(xì)長桿的降噪效果與降噪機(jī)理，故這里不展開說明。

圖14 零攻角時1200m外遠(yuǎn)場地面的靜壓分布Fig.14 Static pressue distribution at the distance of 1200mfrom the flight path while AOA of aircraft is 0°

5 結(jié) 論

本文從第1部分開始對超聲速客機(jī)進(jìn)行數(shù)值模擬，驗(yàn)證了數(shù)值模擬的可信性，第2部分介紹了各類細(xì)長桿設(shè)計(jì)方案及其設(shè)計(jì)理由，并建模計(jì)算，展示了計(jì)算結(jié)果，第3部分從氣體動力學(xué)理論出發(fā)解釋了細(xì)長桿降噪的內(nèi)在機(jī)理并總結(jié)出經(jīng)驗(yàn)公式，第4部分基于三維分析。經(jīng)過大量數(shù)值模擬以及理論分析，本文獲得了以下結(jié)論：

（a）合理的細(xì)長桿方案具有降噪作用。

（b）不同形狀的細(xì)長桿在遠(yuǎn)場的激波角基本相同。

（c）小頂角雙錐體細(xì)長桿降噪效果較好。

（d）臺階數(shù)多的臺階體細(xì)長桿噪效果較好。

（e）外形光滑細(xì)長桿降噪效果較好。

（f）細(xì)長桿降噪機(jī)理在于將原本機(jī)頭的單道激波“分解”為多道較弱的壓縮波，使它們在遠(yuǎn)場疊加后的激波強(qiáng)度較無細(xì)長桿的模型弱。

（g）近場峰值與遠(yuǎn)場峰值之間的關(guān)系基本滿足本文3.3中的經(jīng)驗(yàn)公式。

我國目標(biāo)要躋身于航空大國之列，將來也一定會發(fā)展超聲速民用飛機(jī)，超聲速客機(jī)細(xì)長桿降噪具有降噪效果明顯以及對機(jī)身改動小的優(yōu)點(diǎn)，擁有廣闊的應(yīng)用前景。本文只討論了細(xì)長桿降噪方法，事實(shí)上超聲速客機(jī)的降噪方法有許多。比如使用更為細(xì)長機(jī)身以減小截面積、使用小型化的客機(jī)、加大起飛攻角等措施，這些都是值得探究的方向。關(guān)于細(xì)長桿的進(jìn)一步分析還可以是細(xì)長桿附加阻力研究、細(xì)長桿熱疲勞分析、減重方法探究、近場與遠(yuǎn)場經(jīng)驗(yàn)公式的修正、改進(jìn)和推廣。而將細(xì)長桿用于實(shí)際飛機(jī)型號進(jìn)行試驗(yàn)才是證明理論研究的最好方法。在噪聲污染日益嚴(yán)重的今天，研究并應(yīng)用超聲速飛機(jī)的降噪方法無疑具有重大意義。

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