朱自強,蘭世隆

北京航空航天大學 航空科學與工程學院,北京 100191

超聲速民機(SCT)協(xié)和號于1976年1月的投入運營可稱得上是當時人類最大的技術(shù)創(chuàng)新和進步之一。但其在運營上有3大致命弱點:①油耗高,航程短,載客量小,每年虧損4～5千萬美元；②除音爆的不良影響外,噪聲大,起飛和進場噪聲均超過美國聯(lián)邦航空管理局(FAA)規(guī)定的三級噪聲水平；③巡航飛行在18 000 m以上的同溫層,排出廢氣對臭氧層造成破壞[1]。使之不得不于2003年退出航線服務(wù)。

父親爽快地說：“反正我要退休了，說出來也不要緊：你在寫診斷書時，字跡要盡量模糊，而在收費單上，要寫得盡量清晰。”

美國在20世紀80～90年代開展過第二代超聲速民機(HSCT)的研究項目,目標是使HSCT具有超聲速巡航和亞跨聲速非設(shè)計狀態(tài)均優(yōu)的綜合性能,有效抑制噪聲和控制污染排放量,且與協(xié)和號相比,旅客座位數(shù)是后者的3倍,航程是后者的2倍,壽命是后者的4倍,座位1 nm價格為后者的1/7(1 nm=1 852 m)。1998年,計劃的主要參加者波音退出,使此計劃中斷并擱淺。超聲速民機的發(fā)展經(jīng)歷艱難,然而其超聲速或高超聲速的固有特點可以減少長距離飛行的時間,提高民用航空生產(chǎn)率,提供舒適的旅行及方便,對全球化發(fā)展有不可估量的意義,不少國家航空公司的市場分析顯示了它可觀的市場前景。而其缺點則可以通過探索新概念、發(fā)展新技術(shù)逐步克服。

美國的NextGen計劃中包括發(fā)展超聲速民機。美國國家航空航天局(NASA)提出了對三代超聲速民機的技術(shù)要求,如表1所示[1]?？梢姵曀倜駲C要成為現(xiàn)實,必須保證其音爆達到可接受的程度,能滿足日益提高的機場周邊噪聲標準和低/高空發(fā)動機的排污要求,且對臭氧層沒有負面影響。由于音爆的強弱與飛機總質(zhì)量相關(guān),而超聲速公務(wù)機(SSBJ)尺寸小、質(zhì)量輕、音爆強度較低、在大陸上空飛行的可能性較大、研制成本較低、市場有需求且可為進一步發(fā)展?jié)M足未來航空運輸要求的超聲速民機提供經(jīng)驗,因此美國、法國、俄羅斯等國的航空公司都對其開展了研究,并提出了方案[2]。

表1 三代超聲速民機的技術(shù)要求[1]Table 1 Technique requirements of three generations of supersonic commercial transport[1]

1 SSBJ的研究

超聲速民機/公務(wù)機與其亞跨聲速對手相比,主要優(yōu)勢在于其時間價值和舒適性。以美國洛杉磯到日本東京的航線為例,如乘馬赫數(shù)Ma=0.85巡航飛行的Boeing 747,乘客在洛杉磯晚上時間8點出發(fā),當?shù)貢r間次日中午12點抵達東京,當日有效的公務(wù)時間只有5 h。若乘Ma=1.6的超聲速民機,當?shù)貢r間次日早晨8點抵達東京,有一整天的商務(wù)時間。

SSBJ的競爭劣勢是經(jīng)濟性,其單價和油價均為當前航程最大公務(wù)機(Gulfstream-550)的兩倍[1-2]。為使SSBJ具有市場競爭力,必須選擇合適的航程、承載能力、速度和價格,以達到最優(yōu)的性價比。Chudoba等建議[3]:航程為4 500 nm,即從紐約飛往莫斯科/倫敦(2 900 nm)無需中間停留,從洛杉磯飛往東京(5 202 nm),中間停一次；巡航馬赫數(shù)為1.4～1.8；運營方式要在速度、航程、水陸上空航程比例之間進行性能和價格上的綜合考慮。

推進國土資源供給側(cè)改革 優(yōu)化要素支撐（何建立） .......................................................................................6-16

目前有下述幾種超聲速公務(wù)機正在研制,準備2020年前后投入市場。

圖1 噪聲分析比較Fig.1 Comparison of noise analysis

圖2 不同機種對北半球臭氧層影響的年度平均變化[18]Fig.2 Effect of different aircrafts on annually averaged change of ozone in northern hemisphere[18]

1.1 美國灣流公司的QSJ

美國灣流公司的QSJ(Quiet Supersonic Jet)[4-5]為抑制音爆,采用了可伸縮的“靜音探針”(Quiet Spike TM)概念和設(shè)計,在大量實驗和研究后,于2004年啟動了和NASA合作的探針外形設(shè)計的演示驗證(SSBD)項目[6],以速度、性能、飛機長度和強度均符合要求的F-15作為試飛飛機,在飛行試驗中重點驗證探針的結(jié)構(gòu)和機構(gòu)系統(tǒng)的可行性,并測量了近場的壓強分布以驗證CFD的計算[7-17]。飛行試驗表明,飛機下方95 ft(1 ft=304.8 mm)處測得的Δp/p與CFD計算結(jié)果一致,在整個飛行包線內(nèi)飛機是穩(wěn)定的,探針伸展/收縮系統(tǒng)工作正常,在真實飛行環(huán)境下證實了靜音探針減小音爆的理論、概念和技術(shù)的正確性和可行性[1]。圖1為幾種典型超聲速民機音爆強度的可感覺聲強水平(PLdB)和A加權(quán)噪聲水平(dB(A))的比較。由圖可見,QSJ修形設(shè)計后A加權(quán)噪聲比協(xié)和號至少低35 dB。圖2為不同機種對北半球臭氧層影響的年度平均變化[18],由圖可見,QSJ的巡航高度可降低至接近于對臭氧層改變符號影響的分界高度(14 335 m/47 000 ft),使QSJ基本上不影響臭氧層。圖3為QSJ噪聲性能的初步估計,表明它可實現(xiàn)起降時低于第4階段10 dB的要求,滿足適航規(guī)定。表2給出了QSJ的設(shè)計要求。圖4為QSJ的基本外形(變后掠機翼)。

圖3 QSJ的噪聲性能估計Fig.3 Evaluation of noise performance of QSJ

圖4 QSJ基本外形Fig.4 Basic configuration of QSJ

表2 QSJ的設(shè)計要求Table 2 Design requirements of QSJ

1.2 Aerion公司的SSBJ

圖5給出了Aerion公司SSBJ的外形照片。其航程為4 200 nm,巡航Ma=1.5,最大起飛質(zhì)量為40 823 kg(90 000 lb),載客座位為8～12,巡航高度為15 545 m(51 000 ft),單機價格約為8 000萬美元。據(jù)說目前已有50架訂單量。Aerion為其SSBJ設(shè)定了三檔巡航速度[19]:第一檔Ma=0.95,航程可達4 600 nm(可實現(xiàn)美國東西海岸的直飛,時間約為4 h)；第二檔為Ma=1.1～1.2的無音爆超聲速飛行,但耗油率高,航程只有3 600 nm；第三檔為Ma=1.5的低音爆超聲速飛行,航程為4 200 nm。按當前FAA適航要求飛行的SSBJ有望于2020年投入航線運營。其外形布局特點是小展弦比梯形翼,引入了超聲速自然層流翼型和跨聲速音爆消減等兩項創(chuàng)新技術(shù),成功運用超聲速面積律優(yōu)化了機身的阻力,采用了小推力JT-8D渦扇發(fā)動機,降低了油耗[2,19]。

圖5 Aerion的SSBJ照片F(xiàn)ig.5 Photo of Aerion SSBJ

Aerion公司和NASA于1999年合作將三維超聲速層流機翼裝于F-15飛機上的飛行試驗[20],證實可獲得幾乎全弦長的層流流動。在此基礎(chǔ)上采用Sturdza提出的可用于初步設(shè)計的三維帶轉(zhuǎn)挨點的邊界層方法[21]、遺傳算法和非線性單純形法的優(yōu)化方法,成功地進行了SSBJ的外形優(yōu)化設(shè)計[22]。該邊界層方法由無黏流解(PANAIR和Cart3D)計算三維流場、常規(guī)線性穩(wěn)定性方法計算轉(zhuǎn)挨位置和常規(guī)方法計算三維后掠/梯形邊界層綜合而成。圖6給出了翼-身-邊條翼阻力最小黏性優(yōu)化的主要設(shè)計變量。通過機身半徑分布設(shè)計使繞機身的等壓線直線化,以減小邊界層的橫向流。根據(jù)巡航飛行迎角下翼身結(jié)合部對機翼上下表面壓強分布影響的不同,提出了位于機翼上下機身非圓截面形狀可獨立設(shè)計的思想。在機翼和邊條翼接合的流動設(shè)計上,傳統(tǒng)的思想是光滑化,但后來發(fā)現(xiàn),將機翼尖前緣向下扭轉(zhuǎn)可使大后掠鈍前緣邊條翼誘生的上洗沿著機翼的前緣流動,有利于擴大機翼的層流范圍。經(jīng)過大量的數(shù)值模擬,最終在尖前緣機翼和鈍前緣邊條翼接合處采取了約90°的低頭扭轉(zhuǎn),形成一“缺口”(見圖7)。圖8和圖9分別給出了光滑接合和機翼前緣扭轉(zhuǎn)的優(yōu)化計算結(jié)果。比較可知,后者擴大了層流范圍[22]。圖9還表明下翼面比上翼面有更大的層流范圍。發(fā)動機和機體接合時[23],升力面的設(shè)計也應(yīng)盡可能保持下翼面的層流流動[22]。

圖6 翼-身-邊條翼黏性優(yōu)化的主要設(shè)計變量Fig.6 Main design variables used in viscous wing-body-strake optimizations

圖7 機翼/邊條翼接合處尖前緣機翼的扭轉(zhuǎn)Fig.7 Airfoils at the wing-strake intersection with leading-edge twist at leading-edge crank

圖8 光滑結(jié)合的優(yōu)化結(jié)果(白色區(qū)為湍流流動)Fig.8 Optimization results of smooth union(white area denotes turbulent flow)

圖9 機翼前緣扭轉(zhuǎn)的優(yōu)化結(jié)果Fig.9 Optimization results of leading-edge twist of wing

Aerion音爆消減技術(shù)的細節(jié)還被嚴格保密中,但可推測其大致原理為:通過多種措施的外形優(yōu)化,使SSBJ在Ma=1.1～1.2超聲速飛行時產(chǎn)生的激波系向機體上方發(fā)散；并利用空氣的“馬赫數(shù)分離效應(yīng)”使部分向地面?zhèn)鬟f的激波反射回天空,僅剩強度較小的余波傳向地面[19]。

1.3 美國國際超聲速宇航公司的QSST

QSST是美國國際超聲速宇航公司(SAI)委托洛馬公司設(shè)計大后掠角三角翼鴨式氣動布局后,再由SAI公司制造的一種SSBJ[2]。設(shè)計目標為:4 500 nm航程,巡航Ma=1.6～1.8,巡航高度為6 000 ft,最大起飛質(zhì)量為90 700 kg(200 000 lb),20～30座全一等艙,期望音爆值約為協(xié)和號的1%。該機采用細長曲線形機身的鴨式布局、“海鷗式”機翼、倒置V形尾翼、翼下吊掛兩發(fā)動機,如圖10所示,計劃于2018年首飛。

初中生的情感體驗不夠豐富，對未來世界充滿了好奇心和探究心理。在美術(shù)中滲透情感教育直接會對初中生的人生價值觀產(chǎn)生很大的影響，關(guān)系到他們將來看待事物和問題的心態(tài)、思路以及角度。因此在滲透情感教育的時候老師需要以身作則，為學生樹立一個正面的榜樣，并且加強在課上的師生互動，以便隨時了解每個學生的情感動態(tài)，促進師生關(guān)系和諧，幫助學生健康發(fā)展。

圖10 QSST的外形Fig.10 Configuration of QSST

此外,日本JAXA也開展了這方面研究,提出了雙后掠剪形機翼的S3TD布局,2005年在澳大利亞進行了基于火箭動力的超聲速民機模型的飛行試驗,2010年在瑞典對優(yōu)化低音爆設(shè)計方法進行了演示驗證[24]。

表3 EVP的目標Table 3 Goals of EVP

圖11 信號設(shè)計目標[26]Fig.11 Signature design target[26]

圖12 設(shè)計的優(yōu)化外形Fig.12 Shape of optimization design

2 預(yù)計2020—2035年間的超聲速民機概念

NASA在“超聲速”項目中要求波音和洛馬兩主機系統(tǒng)商分別對N+2和N+3代超聲速民機進行概念研究,并提出需開發(fā)的關(guān)鍵技術(shù)。Walge等(波音團隊)利用波音和NASA在HSR/HSCT中取得的成果研究了N+2、N+3代概念飛機的可能外形[25],如N+2代的Boeing 765-076E等。筆者在文獻[1]中較為詳細地介紹了此項研究的成果,此處不再贅述。

然而當前FAA尚未制定音爆等級標準,國際民航組織(ICAO)禁止民用飛機在大陸上空進行產(chǎn)生可覺察音爆的超聲速飛行,FAA更嚴格禁止民機在美國大陸上空進行Ma超過0.99的飛行。因此,一方面NASA考慮啟動X-飛機計劃[35],其研究的重點并不是超聲速民機技術(shù),而是試圖建立一個低音爆標準,向適航當局提供數(shù)據(jù),從而在一定音爆等級標準內(nèi)允許大陸上空的超聲速飛行[36]。另一方面盡管前面提到的基于線性理論的低音爆設(shè)計方法和應(yīng)用已取得了很大進展,但仍需繼續(xù)加強降低音爆的研究。近年來隨著CFD的進步,開始出現(xiàn)基于高保真度方法來實現(xiàn)降低音爆的設(shè)計方法。下面將具體討論各類設(shè)計方法。

再次，從學生現(xiàn)狀來看，我校中職生對于高淳的地方文化有所涉獵，但是了解得不夠深入和具體，只是淺層次的初步認識，并不能說出形成的原因、過程和發(fā)展的現(xiàn)狀，因此，利用形式多樣語文綜合實踐活動，開展語文學習，有助于學生形成家園意識和熱愛家鄉(xiāng)的情感，以飽滿的激情投入到家鄉(xiāng)的建設(shè)中。

Morgenstern等(洛馬團隊)先進行了N+3

代概念機研究[27],實際上是將其QSST加以放大,然后做N+2代概念機的研究[28-29],對音爆的形狀作優(yōu)化[30],根據(jù)文獻[31]給出的平頂式低音爆形狀,用SEEB計算程序[32]分析了“斜坡突躍(Ramp)”信號形狀的各種參數(shù),并加入了多激波的概念。在假定最大起飛質(zhì)量為450 000 lb和典型飛行高度上,在Ma=1.6的巡航飛行條件下做了音爆形狀的優(yōu)化計算,設(shè)計變量是飛行器的長度,優(yōu)化目標為在給定地面聲強水平約束下找出最優(yōu)的信號形狀使飛機長度最短,圖13為優(yōu)化流程。Morgenstern等利用此成果確定了N+2代概念研究的目標音爆形狀[29](見圖14),研究中采用了如圖15所示的快速概念設(shè)計(RCD)模型,其計算模塊中的Optigrid由沿馬赫線方向伸展的棱柱形結(jié)構(gòu)——非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格替代。流場解數(shù)據(jù)向地面?zhèn)鞑サ挠嬎悴捎昧寺羼R的LMBoom傳播軟件(并計及遠場的多級子修正)。

圖13 目標聲強形狀的優(yōu)化流程Fig.13 Optimization framework of finding best shape at target sound intensity

圖14 給定長度和質(zhì)量下最小聲強水平的低音爆信號Fig.14 Low boom target signature for a given length and weight

圖15 快速概念設(shè)計工具Fig.15 Design tools enabled rapid iteration

研究的出發(fā)外形取N+3代民機的設(shè)計外形。分析后發(fā)現(xiàn),倒置V形尾翼的布局不能達到N+2代民機設(shè)計的目標值,于是改成正常平尾和三發(fā)布局形式(見圖16),并依靠如圖17所示的以響應(yīng)面為基礎(chǔ)的優(yōu)化方法,使三發(fā)外形的當量面積分布趨于能同時實現(xiàn)軌跡下和軌跡外(周向角30°內(nèi))音爆強度最小的目標當量面積分布。響應(yīng)面通過選取可能影響后部音爆信號形狀的一些設(shè)計變量形成DOE(Design of Experiments),并對其進行50次單獨的CFD計算而產(chǎn)生。圖18給出了最終三發(fā)外形的平均聲強水平隨周向角的分布,由圖可見,整個巡航時間及音爆足跡內(nèi)的代表性平均聲強水平為79 PLdB。設(shè)計過程中還很仔細地減少了波阻,因而獲得巡航全過程中升阻比L/D在9.20(最小)～9.34(最大)之間,使該外形可以達到N+2代民機的性能目標。

圖16 三發(fā)布局外形Fig.16 Trijet configuration shape

EVP項目第一階段中波音和洛馬各自都設(shè)計了風洞模型,改進了試驗技術(shù)(減小測量誤差約兩個量級)[26,33-34],并將測量結(jié)果與CFD計算結(jié)果作了對比,兩者吻合得很好,見文獻[29]。通過傳播方程計算測量的數(shù)據(jù),可取得地面壓強信號值,與預(yù)先估計值的差值(如洛馬的結(jié)果)僅為1 PLdB(見圖19)。

圖17 基于響應(yīng)面的優(yōu)化當量面積流程Fig.17 Flow chart of vehicle’s equivalent area optimization based on response surface

圖18 聲強水平隨周向角的分布Fig.18 Sound intensity level vs roll angle of propagation

圖19 地面壓強信號形狀的比較Fig.19 Comparison of ground pressure signal shape

表4 驗證結(jié)果Table 4 Results of validation

NASA通過與波音、洛馬的NRA(NASA Research Announcement)合同對N+2代超聲速民機概念作了驗證研究,探索性地驗證了一些關(guān)鍵技術(shù)。表4給出了驗證的結(jié)果,表明低音爆、低阻力設(shè)計方法和風洞試驗技術(shù)都取得了很大的進展。正在進行的第二階段研究將深入探討發(fā)動機的影響。

隨后歷時3年的N+2代系統(tǒng)試驗驗證項目(EVP)則以Boeing 765-076E為出發(fā)外形,通過CFD和多學科優(yōu)化方法(MDOPT[1]),按表3所示目標要求設(shè)計了一個低音爆低阻外形,先用OVERFLOW流場解及基于廣義Burgers方程(見第5節(jié))的Zephyrus軟件做了音爆分析計算,繼而做了風洞試驗驗證,使外形能實現(xiàn)低音爆的目標值。波音首先給出了如圖11所示的低音爆信號設(shè)計目標值[26],即信號最前端為0.2 psf強度的激波,前部為正弦波/多項式斜波突躍形狀,中部具有約100 ms的0.65 psf平頂式壓強,后部以斜激波突躍結(jié)束,尾激波強度為0.35 psf。設(shè)計的飛行條件包括:Ma=1.8,高度為49 000 ft,質(zhì)量為162 000 lb。設(shè)計要確保音爆值小于85 PLdB,無黏阻力在Ma=1.8、CL=0.1下小于0.007 9。圖12為優(yōu)化設(shè)計得到的外形示意圖。隨后的風洞試驗驗證表明在設(shè)計(Ma=1.8)和非設(shè)計(Ma=1.6)馬赫數(shù)下,該外形音爆的地面信號值都低于85 PLdB的目標值,最好的僅有81 PLd B,并達到了原定的低阻空氣動力性能。

為了評估預(yù)測音爆的各種方法,NASA于2008年舉辦了一次內(nèi)部的低音爆計算專題研討會(LBPW)[102]。參與者分別用5種方法對5個外形做了壓強信號的計算。5個外形分別為錐柱旋成體、拋物線頭部圓柱旋成體、四次曲線頭部圓柱旋成體、69°后掠機翼-機身組合體和Ames低音爆帶短艙的全機(LBWT)。5種計算方法分別為 Cart3D-Adjoint、FUN3D-Adjoint、Airplane-ANET、Cart3D-ANET 和 USM3D-SSGRID,其中ANET是由Thomas編寫的一個音爆傳播的計算程序[46]。會上對比了每個外形各種方法的計算結(jié)果,結(jié)論是這5種方法均給出了合理結(jié)果,表明它們可以作為分析設(shè)計的工具。5種方法對于較簡單外形所算出的激波強度均一致,但對最復(fù)雜流型物體(LBWT)的后部繞流計算結(jié)果則表現(xiàn)出較明顯的差異。圖33(a)給出了各方法計算h/l=1.167時LBWT近場無因次壓強分布與實驗數(shù)據(jù)的對比,可見各方法給出的壓強分布在x/l≤1.1處均與實驗結(jié)果很一致,并在x/l=1.1處出現(xiàn)第一個激波,而在模型后部彼此的結(jié)果比較分散(見圖33(b)),例如x/l=1.2處FUN3D-Adjoint給出的激波位置最靠前；所有方法都過高估算了激波強度；Cart3D-Adjoint、FUN3D-Adjoint和USM3D-SSGRID在x/l=1.32處顯示出了一個小激波,而ANET方法沒有算出激波,由于風洞測量選取的點過于稀疏,無法確定該處是否存在此激波；x/l=1.45處的尾激波計算表現(xiàn)出了很大的分散度。會議認為這種差異表明一方面機身、機翼、尾翼和短艙間的干擾很難算準,另一方面風洞測量的結(jié)果過于粗略。會后無論在計算方法或風洞試驗等方面都做了很多改進,特別是在第2節(jié)指出的測量方法的改進,減小了風洞測量結(jié)果的誤差[26,33-34]。

3 音爆的線性理論

Plotkin在1989年對當時已有的音爆理論做過一個經(jīng)典性的評述[37],指出Landau通過對弱激波的分析[38],正確給出了音爆的遠場N波形態(tài),超聲速飛行時,沿飛機軸向隨機身橫截面和升力的增大引起的擾動隨之增強,并沿著更陡的角度傳播,與上游來的擾動合并,逐步形成陡峭的壓力升高(N波的頭激波),隨后流動沿下游線性膨脹,與尾部膨脹波合并形成壓縮激波,即N波的尾激波。他的工作為音爆的線性和非線性理論奠定了基礎(chǔ)。Whitham的經(jīng)典論文[39-40]給出了音爆現(xiàn)象的線性理論。該理論指出:線性超聲速空氣動力學計算細長軸對稱物體過壓δp=p-p0的公式為

其中:A為沿馬赫角橫切物體的橫截面積。Whitham的F函數(shù)建立了δp與橫截面積之間的聯(lián)系。Lomax利用當量面積概念A(yù)e(x)將這種聯(lián)系推廣到任意形狀的物體[41]。利用F函數(shù),Whitham描述了遠場N波的建立過程[39-40],如圖20所示。

圖20 音爆的產(chǎn)生、傳播和發(fā)展Fig.20 Sonic boom generation,propagation and evolution

圖27 給出了采用RAGE(Rapid Aerospace Geometry Engine)軟件[86-87]表述的上述實驗?zāi)Ｐ图佣膛?、掛架和水平尾翼等?gòu)成的外形。將其作為優(yōu)化設(shè)計的初始外形。該原型機質(zhì)量為33 000 lb,在45 000 ft高度的巡航升力系數(shù)CL為0.099 6。通過模擬計算得知,為達此升力系數(shù),迎角為0.612°,相應(yīng)的阻力系數(shù)CD=0.012 3,L/D約為8.1。優(yōu)化設(shè)計要求所得外形在保持原氣動性能的同時,在航跡下(Φ=0°)和航跡外(Φ=15°)的地面音爆噪聲最小。

式中:S為射線管的面積,const稱為Blokhintzev不變量。據(jù)此,近場壓強解演化至地面遠場值的過程轉(zhuǎn)化成在大氣傳播中射線管面積變化的過程,它構(gòu)成了計算傳播音爆代碼的主要部分。具體的計算還需考慮大氣的湍流、地面的接收和反射、非線性陡峭以及發(fā)展成N波等問題,可參閱文獻[37,39-40]。圖21表示聲波以射線管方式傳播。

與幾何光學方程類似,波也可以以幾何射線方式沿著垂直于波前W 的方向傳播,此即幾何聲學的基礎(chǔ)。解的虛部具有連續(xù)方程形式,表示能量守恒。與流體力學中定義流管類似,可定義射線管為

式中:ω為頻率；a∞為參考聲速；P(x,y,z)為波幅函數(shù)；W(x,y,z)為波前函數(shù)。在聲信號波長λ?大氣梯度變化尺度L的條件下,式(4)的實部可寫為

者也，所謂圣賢之月也。［3］卷七《月軒序》，25葉b-26葉a由上可知，莊昶堅持的文道一體之說，不是指所有的文，而是指圣賢之文，非文人、詩人之文。理解此，我們才能明白為何莊昶會說出“莫怪不知楊萬里，草廬文字子思心”［3］卷一，15葉a這樣的話。

圖21 音爆的產(chǎn)生與射線的傳播Fig.21 Sonic boom generation and ray propagation

以上為線性理論的要點,其完整性應(yīng)用(特別在真實大氣中)很復(fù)雜。Hayes等首先將F函數(shù)作為輸入,完成了射線管傳播等的計算代碼(ARAP)[45]；隨后Thomas輸入近場信號,并用純數(shù)值射線示蹤技術(shù),完成了第2個計算代碼[46]；Tayor又進一步改進ARAP,得到TRAP[47]。其他一些計算代碼主要由 Wyle實驗室開發(fā)[48],但尚未公開。Seebass和Runyan等早期也曾做過音爆理論的綜述[49-50]。

相關(guān)性研究有兩個目的：①探索變量之間的聯(lián)系；②從被試在一個變量上的得分去預(yù)測他在另一個變量上的得分.在相關(guān)研究中，可以在相同的時間點或不同的時間點測量變量.在預(yù)測研究中，用于測量的變量必須在對被預(yù)測的變量進行測量之前作測量.[1]在數(shù)據(jù)分析方面，相關(guān)性研究的數(shù)據(jù)用相關(guān)系數(shù)和回歸分析處理，預(yù)測性研究主要用回歸分析處理.

設(shè)計條件為 Ma=1.6、α=0.612°、h/l=2.0。自適應(yīng)后計算網(wǎng)格數(shù)為9.3×106,用120個變量控制機翼,40個變量控制機身截面和外形,20個變量控制立尾的厚度分布和平尾的厚度及扭轉(zhuǎn)分布,總計180個設(shè)計變量。優(yōu)化目標函數(shù)為

多年的研究雖獲得很多成果,但卻缺少飛行試驗驗證。NASA的HSR項目曾探討過飛行試驗的問題[75-79],但因項目的中止而未能實現(xiàn)。DARPA的QSP項目中以F-5E為飛行平臺的SSBD(Shaped Sonic Boom Demonstration)項目實現(xiàn)了超聲速飛機的音爆在真實大氣中具有平頂式波形(見圖22)的目標,文獻[1]介紹了SSBD的進程和取得的成果。

圖22 SSBD項目的目標Fig.22 Objectives of SSBD

4 基于Cart3D軟件和伴隨方法的低音爆設(shè)計方法

如圖20所示,可分別進行近場數(shù)值模擬和長距離的壓強傳播計算,遂提出了反設(shè)計概念,即用地面可接受的目標壓強分布修正CFD計算區(qū)域所對應(yīng)的近場壓強分布形態(tài),再耦合優(yōu)化方法實現(xiàn)降低音爆的物形改型設(shè)計和處理[80]。

Cart3D是基于笛卡兒坐標的Euler方程計算軟件[81]。為改進CFD計算近場的結(jié)果和效率,軟件中采用伴隨方法實現(xiàn)在不同方位加密網(wǎng)格的自適應(yīng)網(wǎng)格技術(shù)。文獻[82-85]給出了用伴隨方法實現(xiàn)自適應(yīng)網(wǎng)格的討論和具體處理。圖23為用該軟件計算音爆的方法。圖24為該軟件和伴隨方法優(yōu)化設(shè)計外形的框架示意圖。下面給出部分計算結(jié)果的討論和比較。

“過去五年，臺州港抓改革、重創(chuàng)新，促轉(zhuǎn)型、惠民生，其中港口吞吐量節(jié)節(jié)攀升，港口投資創(chuàng)歷史最好紀錄，核心港區(qū)初步形成，積極融入全省港口一體化的成效逐漸顯現(xiàn)?！迸_州市港航管理局局長周建業(yè)表示，下階段，臺州將進一步整合各個港區(qū)資源，充分發(fā)揮自身優(yōu)勢，更加積極地融入長江經(jīng)濟帶，并通過海鐵聯(lián)運向浙西腹地輻射，為浙江西部打通大宗商品物流通道。

圖23 計算音爆方法示意圖Fig.23 Illustration of approach for sonic boom calculation

圖24 伴隨方法優(yōu)化流程Fig.24 Flow chart of adjoint optimization method

4.1 分析計算驗證

取一旋成體在Ma=1.6、α=0°的條件下,計算周向角Φ=0°,15°,30°,45°等4處的無因次過壓分布。圖25給出的計算結(jié)果表明,通過計算網(wǎng)格的自適應(yīng)修正,結(jié)果吻合較好,表明該軟件具有良好的分析計算能力。Φ=0°處計算的初始網(wǎng)格數(shù)為103,經(jīng)過11次自適應(yīng)修正后接近13×106。圖25給出了4個周向角處各沿弦向分布的網(wǎng)格數(shù)。為與實驗對比,取Gulfstream的低音爆模型在Langley UPWT風洞中h/l=1.2、Φ=0°、α=0.256°及h/l=1.32、Φ=48.2°、α=0.297°的兩次實驗結(jié)果[6],與Cart3D、FUN3D和Air-plane等無黏計算軟件對該模型按相應(yīng)條件計算的結(jié)果進行對比。Cart3D計算的初始網(wǎng)格數(shù)為4 100,經(jīng)過11次自適應(yīng)改進,最終網(wǎng)格數(shù)為14.7×106。圖26給出了各軟件計算的過壓分布與實驗結(jié)果的比較。計算和實驗的結(jié)果彼此吻合很好,進一步驗證了此分析方法的正確性,可用于低音爆和低阻的外形優(yōu)化設(shè)計。

圖25 不同周向角的無因次過壓分布比較Fig.25 Comparison of computed normalized pressure signals on azimuthal sensor array

4.2 外形優(yōu)化設(shè)計

式(1)給出的波場在非均勻介質(zhì)中的傳播[42-44]可用線性波動方程描述:

圖26 過壓分布計算結(jié)果與實驗結(jié)果的比較Fig.26 Comparison of overpressure distribution of calculation and expenmental results

圖27 RAGE模型表示的優(yōu)化設(shè)計外形Fig.27 Optimization design shape constructed using RAGE modeler

與20世紀60年代的協(xié)和號、SST和Tu-144,以及HSCT等型號和項目的研制相結(jié)合也開展了基于上述線性理論的降低音爆外形設(shè)計方法的研究[51-73]。Jone[51]和Carlson[52]定義了一種當量物體外形可產(chǎn)生具有低過壓的脈沖N波[40]。Hayes等[45]證明了在真實大氣高空處產(chǎn)生的聲信號波形將被“凍結(jié)(不變)”地傳播至地面。George等[31,58]提出了在等溫大氣中的一種最小音爆信號(即最大過壓的最小化,并具有平頂式形狀)。Plotkin等進一步引入了廣義的F函數(shù),利用參數(shù)化的方法將JGSD(Jones-George-Seebass-Darden)最小音爆理論推廣應(yīng)用于類超聲速民機復(fù)雜外形的低音爆外形修形設(shè)計[59-62]。1973—1981年間,超聲速巡航研究(SCR)項目的很多研究者都提出過用改變激波突躍上升時間和遠場N波波譜的方法來降低地面感受到的音爆噪聲水平[32,63,67]。1988年NASA明確了允許HSCT在大陸上空飛行必須解決的3個問題:降低音爆,建立音爆信號可接受的標準,量化大氣對信號傳播的影響[68]。Maglieri等還提出了優(yōu)化的近場信號在真實大氣中長距離傳播能否保持其波形的問題等[73]。文獻[74]對所提出的理論計算和設(shè)計方法做了簡單的介紹。

式中:下標“*”表示目標值。經(jīng)過伴隨優(yōu)化方法50次的設(shè)計迭代計算,目標函數(shù)值降低了16倍。圖28給出了優(yōu)化設(shè)計后外形和原始外形過壓分布的比較?？梢?優(yōu)化外形最大與最小過壓的差值比原始外形約降低60%(Φ=0°)和50%(Φ=15°),外形頭部和尾部處優(yōu)化值與目標值非常吻合。圖29給出了地面信號和相應(yīng)的可感受聲強水平(PLdB)的比較,可見航跡下從原來的86.3降至76.7,航跡外(Φ=15°)從84.8降至76.1。將它們折算成A加權(quán)噪聲水平,則分別為61.3 d B(A)(Φ=0°)和60.1 d B(A)(Φ=15°)。優(yōu)化設(shè)計后,校核外形氣動性能得CL=0.096、CD=0.011 9,相比原始外形值,升力約降低3.5%,阻力減小4 counts,升阻比L/D=8.1,與原始外形值一樣。若將迎角增大至0.65°,升力可提高至原值,但仍有3 counts的阻力減小,升阻比L/D=8.3。

圖28 航跡下(外)的過壓分布比較 (Ma=1.6,α=0.612°,h/l=2.0)Fig.28 Comparison of overpressure distribution for baseline geometry(Ma=1.6,α=0.612°,h/l=2.0)

圖29 地面信號比較(用sBoom將45 000 ft處信號傳播至地面)Fig.29 Ground signals comparison(propagation to the sea-level from a cruise altitude of 45 000 ft using sBoom)

5 用廣義Burgers方程描述波的傳播

由于第3節(jié)基于線性理論和弱激波假設(shè)計算音爆的方法無法確定激波躍升時間(Shock Rise Time),因此用間斷的突躍來代替激波。然而隨后噪聲計算中的FFT和其他一些數(shù)值技術(shù)又要求波形連續(xù),于是不得不依靠經(jīng)驗假設(shè)激波厚度,導致計算不準確。為此,一些研究者舍去弱激波理論和面積平衡技術(shù),用在時域內(nèi)求解廣義Burgers方程來計及非線性影響[88-90]。文獻[88,90]在時域中考慮了壓強波形傳播中受到的非線性影響,在頻域中計及耗散和松弛。Rallabhandi在文獻[89]的基礎(chǔ)上采用時域方法完成全部傳播的計算[91],包含考慮分子松弛和熱-黏性吸收等影響,以解析方式確定激波厚度。可以計算有風狀態(tài)軌跡下和軌跡外的地面信號,提高確定音爆足跡的能力,且避免傳播計算中時-頻域間的轉(zhuǎn)換,從而減少人為引入的誤差。編制的代碼被稱為sBoom。

描述波傳播的無因次廣義Burgers方程可表述為[91]

圖30 地面過壓分布的比較Fig.30 Comparison of ground overpressure distribution

求解過程為首先將輸入的近場波形在均勻網(wǎng)格中離散化,再用有限差分(Crank-Nicholson)格式和Thomson方法時間推進地求解每個方程[92-94],具體方法和處理過程可參閱文獻[89]。作為方法的驗證,圖30給出了對一概念飛機在h/l=3處用USM3D[95]計算的近場壓強分布[96]及用不同的音爆計算代碼得到的地面信號,圖中:GACBoom為灣流公司用Burgers方程計算的代碼,PCBoom為Wyle實驗室基于線性理論的計算代碼。由圖可見,sBoom和GACBoom的結(jié)果完全一致,與PCBoom的結(jié)果在激波位置上雖很一致,但sBoom給出了激波躍升時間,而PCBoom無法給出。PCBoom用經(jīng)驗躍升時間計算的可感受聲強水平為86.8 PLd B,sBoom給出的為90.5 PLd B。但Rallabhandi指出:若用經(jīng)驗的激波加厚方法,任何用可感受聲強水平作為優(yōu)化目標之一的優(yōu)化計算結(jié)果將會過于樂觀。sBoom比PCBoom計算時間大20～25倍[91]。

6 以音爆造成地面噪聲最小為目標的優(yōu)化設(shè)計方法

第4節(jié)優(yōu)化的目標是近場壓強波形。超聲速飛行對大氣的擾動傳播至地面的一個中間場,一般來說,它是基于經(jīng)驗的。顯然,若直接以音爆地面信號的噪聲作為優(yōu)化目標,推出相應(yīng)的近場壓強波形,再用于飛機外形優(yōu)化設(shè)計,效果定然更好。Rallabhandi等提出了一種以地面音爆信號的A加權(quán)噪聲最小為目標的飛機外形設(shè)計方法[92-93]。方法可概述為:求解Burgers方程時利用伴隨方程法計算地面信號對近場壓強波形的靈敏度,并由梯度基于優(yōu)化方法獲得優(yōu)化目標地面信號的近場壓強分布。此部分計算被稱為音爆伴隨方法(Boom Adjoint Method)。而由近場目標壓強分布完成改變飛機外形參數(shù)的優(yōu)化過程稱為CFD伴隨方法(類同于第4節(jié)),兩部分耦合即可完成由地面最佳信號分布對原始外形的改形設(shè)計。流場計算使用了NASA Langley的非結(jié)構(gòu)流場計算器FUN3D[97]。FUN3D具有誤差估算、復(fù)雜外形的伴隨自適應(yīng)網(wǎng)格生成、大規(guī)模并行計算以及優(yōu)化設(shè)計等功能[98-101]。

6.1 音爆伴隨方法

第5節(jié)中介紹了求解傳播主控方程式(8)及各單獨方程式(9)～式(13)的方法。為了得到離散的伴隨方程,假設(shè)D為設(shè)計變量矢量,IN為目標函數(shù),則目標函數(shù)相應(yīng)的Langrandian可寫為

若目標函數(shù)并不顯式地依賴中間壓強矢量r、q和t,而且矩陣不依賴于初始壓強波形,則將式(14)對D求導可得

有了式(24)即可從式(16)開始伴隨方程的計算過程,用所得的解計算優(yōu)化所需的梯度值。

6.2 CFD/音爆伴隨方法的耦合

擾流流場與音爆傳播的界面是近場的壓強分布。擾流流場與近場壓強分布的關(guān)系可寫為

式中:矢量Q和X分別代表CFD流場解和計算網(wǎng)格；T為轉(zhuǎn)換函數(shù)。耦合方式的Lagrangian定義為

式中:Λf和Λg分別為離散CFD流動方程R(Q,X,D)=0和網(wǎng)格方程G(X,D)=0的伴隨變量矢量；Λb為式(25)的伴隨變量矢量；D用來確定離散表面網(wǎng)格的幾何參數(shù)。將方程對D求導,并令、為零,可得

本文以長沙市望城區(qū)為研究區(qū)域，以2009、2012年土地利用調(diào)查數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，基于InVEST模型，評價了研究區(qū)生境質(zhì)量，探討了其變化的空間分異性，主要結(jié)論如下：

6.3 算 例

對一個超聲速概念民機的外形作減小音爆的優(yōu)化設(shè)計計算。計算條件為:Ma=1.6、α=0.6°,以Euler方程作為流場的主控方程。為減少工作量,設(shè)計中只限于改變機翼、水平尾翼和機頭截面,共用了562個設(shè)計變量。在Langley的Altix ICE8400(192核)機群上運行5 h 10 min完成計算,其中經(jīng)歷了22次流場解和20次伴隨解。圖31給出了原始外形和設(shè)計后的地面音爆信號波形。表5給出了地面A加權(quán)噪聲和可感受聲強水平的比較。由圖可見優(yōu)化處理光滑了前半部的信號波形,弱化了后部的強激波。由表5可知,優(yōu)化使目標函數(shù)A加權(quán)噪聲降低了約2.25 dB(A),可感受聲強水平的降低在前部約為3.2 PLd B,后部為0.7 PLdB(很小),總體約降低1.5 PLdB。圖32給出了近場過壓分布的比較,可見機翼的后激波有了很大減弱。水平尾翼的優(yōu)化,減弱了機身后部激波系的強度,但位置沒變,這可能是后部其他部件相互干擾所決定的,表明還需改變機身后部其他部件的外形。計算的大部分時間用于流場解和求解伴隨方程(68%),約有20%用于表面靈敏度和表面網(wǎng)格變形的計算。

圖31 原始外形信號和最終地面信號Fig.31 Baseline and final ground signals

表5 地面A加權(quán)噪聲和可感受聲強水平的比較Table 5 Comparison of A-weighted noise and sound intensity level on the ground

圖32 近場過壓分布的比較Fig.32 Comparison of near field overpressure distribution

保持機頭和機翼優(yōu)化后外形,另用72個設(shè)計變量再優(yōu)化原始水平尾翼及機身后部其他部件,并將L/D≥7.35作為一個設(shè)計約束。表6給出了計算結(jié)果比較,A加權(quán)噪聲基本未變,僅可感受聲強水平降低了1 PLdB。表明機身后部的優(yōu)化設(shè)計還是很難的。

表6 機身后體優(yōu)化結(jié)果Table 6 Results of fuselage after the body optimization

7 低音爆計算專題研討會

隨著人們生活水平的提高以及醫(yī)療服務(wù)模式的改變,加速了醫(yī)療服務(wù)行業(yè)之間的競爭,在這樣的環(huán)境下,人們對醫(yī)療服務(wù)的要求也發(fā)生了改變。而醫(yī)院的醫(yī)療水平體現(xiàn)不僅表現(xiàn)在醫(yī)療人員的業(yè)務(wù)方面,還表現(xiàn)在護士的綜合服務(wù)方面。隨著更多的人們對醫(yī)療服務(wù)模式的研究,其發(fā)現(xiàn)為患者提供更加優(yōu)質(zhì)的護理服務(wù)已經(jīng)成了醫(yī)療服務(wù)模式轉(zhuǎn)變的主要方向?？冃Э己耸且环N科學的管理方法,其主要是將護士的工作效率和工作崗位結(jié)合在一起,從而提高護士工作的積極性,進一步提高護理的質(zhì)量,保證醫(yī)療服務(wù)規(guī)范的進行。本次研究中對我院320名護士其中的160名實行了績效考核管理,取得了較為滿意的效果?，F(xiàn)將具體內(nèi)容報道如下:

新常態(tài)下，云南省內(nèi)主要行業(yè)開工率存在不足，2017年上半年隨著經(jīng)濟形勢回暖和一系列政策效應(yīng)的釋放，全省主要用電行業(yè)復(fù)產(chǎn)增產(chǎn)勢頭良好，主要行業(yè)開工率持續(xù)上揚，上半年全省主要用電行業(yè)平均開工率51.7%，同比增長7.7%。全面提高枯水期電價的情況下，對電價敏感的大用戶開工率會受到影響。特殊經(jīng)濟形勢下，可以僅對煤電機組進行補償，以解決煤電機組開機意愿不足的問題。

3) 服務(wù)水平.服務(wù)水平的高低決定了路徑給貨主帶來的便利程度，也是影響貨主選擇路徑的重要因素[7，14]，其主要取決于路徑上各路段的發(fā)車(船)密度，節(jié)點處的裝卸效率、通關(guān)便利程度，路徑信息化程度等，服務(wù)水平等級越高，路徑經(jīng)濟性越好，即該項成本價值量越低.

圖33 無因次壓強信號(h/l=1.167)Fig.33 Nondimensional pressure signature(h/l=1.167)

AIAA仿照DPW和Hiliftpw于2013年舉行了第一次AIAA低音爆專題研討會[103],目的是評估低音爆計算現(xiàn)狀和討論進一步研究及發(fā)展的領(lǐng)域,研討會提供波音的旋成體模型、69°后掠機翼-機身組合體和洛馬的全機模型[104]3個外形。人們期望如同DPW和Hiliftpw一樣,LBPW也能進一步促進低音爆的分析、計算和設(shè)計的研究發(fā)展。

8 用于概念設(shè)計的多重優(yōu)化設(shè)計方法

上述高可信度的優(yōu)化設(shè)計方法耗時太多,直接用于概念設(shè)計顯然是不合適的；而低可信度線性方法又不能準確地描述激波的非線性特征,所完成的優(yōu)化設(shè)計外形不能與高可信度的結(jié)果一致。Wintzer和Kroo提出了一個適用概念設(shè)計的多重優(yōu)化設(shè)計方法[105]。

此方法將低音爆飛機概念設(shè)計化解成:基于線性理論方法完成音爆最小的優(yōu)化,取得目標近場壓強分布；用伴隨方法求導,用梯度優(yōu)化和高可信度的CFD方法作反設(shè)計,完成此目標分布的外形設(shè)計等兩部分。且將后一部分優(yōu)化設(shè)計嵌入多學科概念設(shè)計工具內(nèi),在保證低音爆外形設(shè)計的同時滿足如巡航、起降距離等性能的要求。

8.1 近場壓強分布優(yōu)化

圖34表示音爆最小的優(yōu)化分內(nèi)外兩層來實現(xiàn)。內(nèi)層優(yōu)化用Whitham的F函數(shù)和經(jīng)典的雙激波SGD方法[66,106-107],推廣至多激波的反設(shè)計(MSID)方法[108],取得近場壓強分布,其中采用了遺傳算法,可在幾秒鐘內(nèi)完成整個內(nèi)層優(yōu)化。外層用sBoom計算上述近場壓強分布向地面的傳播,用NFBoom[109]計算可感受聲強水平,并與目標值相比較,再通過運用拉伸、偏置和移動運算子調(diào)節(jié)多激波的分布來完成外層優(yōu)化的計算。

8.2 反設(shè)計優(yōu)化

在獲得目標近場壓強分布后,再用Cart3D(見第4節(jié))和SNOPT優(yōu)化軟件[110]作幾何外形的反設(shè)計。優(yōu)化的目標函數(shù)為

式中:下標t為目標值。

8.3 具有音爆約束的飛機概念設(shè)計

圖34 音爆最小優(yōu)化流程Fig.34 Flow chart of boom minimum optimization

圖35 飛機概念設(shè)計的第一步Fig.35 First stage of aircraft conceptual design

將8.2節(jié)設(shè)計內(nèi)容融入已有的飛機綜合設(shè)計軟件(PASS)[111]中。第一步(見圖35),利用PASS獲得滿足某些約束條件(包括常規(guī)性能要求)和至少在線性意義上滿足目標壓強信號值的飛機外形,即在最大起飛質(zhì)量的目標函數(shù)下優(yōu)化確定如機身、機翼、平尾等的粗略形狀和它們的相對位置等總體參數(shù)。第二步在第一步確定的總體參數(shù)以及機翼的最大厚度和客艙大小等不變的條件下,利用伴隨驅(qū)動的反設(shè)計方法仔細地確定翼型形狀、機翼扭轉(zhuǎn)和機身半徑分布等。

圖36表示由PASS獲得的原始外形及參數(shù)。圖37給出了優(yōu)化前后近場壓強信號和地面信號的比較。由圖可見,總體優(yōu)化結(jié)果與目標值在前部很一致,在后部尚有差距(有待改進)。優(yōu)化外形的PLdB為82.3,比原始外形改進了11.6。最后外形的L/D=14。從原始外形變成最后外形的反設(shè)計優(yōu)化經(jīng)歷了約60個設(shè)計迭代,在Desktop PC(12核,293 GHz的Intel Xeon PC)上耗時16 h。

圖36 PASS獲得的初始外形和參數(shù)Fig.36 Initial shape and parameters obtained by PASS

Li等也提出過諸如基于SGD方法、CFD交互計算和混合可信度等的低音爆設(shè)計方法[112-115]。國內(nèi)部分研究成果可見文獻[116-121]。Minelli和Din提出了一種低音爆/低阻超聲速公務(wù)機的多學科優(yōu)化方法[122]。

圖37 近場壓強和地面信號比較(Ma=1.5,H=45 000 ft)Fig.37 Comparison of near field pressure and propagated ground signals(Ma=1.5,H=45 000 ft)

9 結(jié)束語

綜上所述,要實現(xiàn)低音爆、低阻力的超聲速飛行是非常不容易的。首先需大力加強對降低音爆理論和設(shè)計方法的研究。當前作為工程應(yīng)用,特別是概念設(shè)計,進一步完善基于Whitham方法的線性理論及最小音爆設(shè)計方法,使之能用于超聲速民機全機復(fù)雜外形的設(shè)計,具有重要的意義。

努力研究基于高可信度流場解的數(shù)值優(yōu)化方法是解決降低音爆問題的必然發(fā)展趨勢。已有的基于Euler方程方法的結(jié)果表明,將其用于后體的設(shè)計效果頗不理想,那里的流場復(fù)雜,相互干擾嚴重,研究需采用高精度的Navier-Stokes方程流場解算器。另一方面,目前人們廣泛采用的伴隨方程方法雖然計算效率高,但易陷入局部最優(yōu),應(yīng)隨計算能力的迅速提高,發(fā)展具有總體尋優(yōu)能力的隨機搜索優(yōu)化方法。其中,計算網(wǎng)格的自適應(yīng)、大規(guī)模并行計算等是提高計算效率的關(guān)鍵技術(shù)。

在工程項目的機電安裝階段，其造價管理必須要充分考慮工程變更的相關(guān)問題，而在這個過程中，控制施工變更的關(guān)鍵，就是建設(shè)單位的自我約束。因此為了實現(xiàn)這一目標，需要構(gòu)建工程洽商簽證管理制度，在機電安裝造價管理階段，需要嚴格明確工作人員的權(quán)限劃分、相關(guān)部門的預(yù)算職責等，保證洽商簽證的工作質(zhì)量，避免出現(xiàn)造價管理的最終效果發(fā)生變化。

研制了一種結(jié)合遺傳優(yōu)化算法和求解完全Navier-Stokes方程的分析算法(類似于現(xiàn)有的以阻力最小為目標的三維機翼優(yōu)化方法[123]),以音爆最小為目標的高效、魯棒全機數(shù)優(yōu)化軟件將是CFD研究者努力的目標。

超聲速民機的運營和服務(wù)為人們期望已久,除本文所討論的減小音爆的迫切需求外,提高其經(jīng)濟性和更好地滿足其他環(huán)保性能也是一個重要且艱巨的任務(wù)。這都需要飛機和發(fā)動機的研究者與設(shè)計者不懈努力。

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