航空器声爆飞行试验测量技术研究进展

宋亚辉，樊高宇，瞿丽霞，张跃林，徐悦，韩硕

1.中国飞行试验研究院 飞机飞行试验技术研究所，西安 710089 2.中国航空研究院，北京 100012

超声速飞行可显著缩短航空器超长距离航线飞行时间，促进国际和洲际间人员交流，加速经济和信息全球化发展，因而越来越受到世界各航空大国的重视。然而，航空器超声速飞行产生的激波与膨胀波系会诱发一系列环保性、安全性和经济性问题［1-2］。一方面，激波与膨胀波系会显著增加飞行阻力，影响航空器的操纵性和稳定性，降低飞行安全性和经济性。另一方面，激波系与膨胀波系在一定条件下可远距离传播至地面而产生声爆问题，危害地面大范围人群的听觉和心理。声爆是民用航空器超声速飞行面临的主要障碍之一，国际民航组织（ICAO）多数成员国禁止民用航空器在大陆及其近海岸线区域上空超声速飞行［3-5］。历史上出现的超声速民用飞机协和号Concorde 和Tu-144 因而被迫退出商业运营［4］，美国民用超声速运输机B2707 甚至未进行生产制造就被终止［6-7］。

尽管超声速民用航空器发展充满波折，但航空界对安全、绿色超声速飞行技术的探索脚步从未停止。自20 世纪50 年代起，研究人员通过理论分析、数值计算、风洞试验和飞行试验认识声爆的物理特性及其危害［2，6-8］，持续开展低声爆设计技术研究［8-21］。近年来，美国、俄罗斯、日本和欧盟等的研究机构开展了大量超声速民用航空器技术研究［2，6-17］，致力于研发新一代超声速民用航空器，取得了一定的进展，美国、日本等的研究机构指出，超声速民用航空器有望在2030 年前后重新实现商用［10，18-20］。

飞行试验作为声爆问题最直接且不可或缺的研究与验证手段，与理论分析、数值计算和风洞试验相辅相成，共同推进了超声速航空器技术的快速发展，其作用主要体现在：有助于全面深刻认识声爆现象，掌握声爆产生机理、传播规律以及影响因素［8，22-34］；探索声爆抑制方法，促进低声爆航空器技术的发展［8-21］；通过建立声爆飞行实测数据库，对声爆理论分析和数值预测的准确性和可靠性进行检验和完善［21，27-31］；通过飞行试验开展声爆的主客观评价方法研究，促进适航管理机构开展新一代民用超声速航空器声爆适航标准的制定研究［13-16，22-25］；通过大量飞越居民区、海洋和特殊区域上空的声爆飞行试验，研究声爆对人类生产生活、动植物、建筑物和海洋的影响，有益于解决声爆带来的社会问题［6，8，22］。

声爆飞行试验涉及多学科交叉融合，具有风险大、成本高和周期长等特点［2，35］，是一项复杂的系统工程。世界各航空强国通过飞行试验技术的探索，建设了测量设备设施，形成了全传播路径（声爆自研究对象周围的近场至远场地面的整个传播路径）的声爆测量技术，推动了飞行试验技术的快速发展和不断完善［6，26］。大量超声速飞行技术研究项目均开展了飞行试验，并以飞行试验的完成作为技术研究完成或成熟的标志［2，6-8］。

基于声爆飞行试验对新一代超声速航空器设计研制的重要意义，本文对声爆飞行试验的测量技术研究进展进行综述。首先，总结近70 年来的航空器声爆飞行试验技术的研究进展；然后，归纳声爆飞行测量的技术方案，重点阐述全传播路径声爆测量关键技术，进而论述声爆测量技术的特点和发展趋势；最后，简略分析中国开展航空器声爆飞行试验面临的技术问题并提出相关建议。

1 航空器声爆飞行试验研究概览

自20 世纪50 年代起，世界各航空大国开展了大量的声爆飞行试验研究，具有代表性的项目汇总见 表1［13-16，21-24，32-34，36-61］。航空器声爆飞行试验技术研究依据试验时间和试验目标的不同，大体可分为声爆飞行试验技术探索与数据积累（20世纪50—70 年代）、声爆飞行试验技术完善与低声爆技术探索（20 世纪80 年代—21 世纪初期）和低声爆设计技术验证与适航取证飞行试验（21 世纪初之后）3 个典型阶段。

表1 具有代表性的声爆飞行试验项目Table 1 Representative sonic boom flight test programs

1.1 声爆飞行试验技术探索与数据积累

20 世纪50—70 年代，大量军用超声速飞机出现［2-8］，超声速运民用飞机协和号Concorde 和Tu-144 投入商用，美国Boeing 和NASA 也推出民用超声速飞机研制计划。军用和民用航空器超声速飞行的声爆引发一系列社会问题，声爆问题开始受到强烈关注，掀起了声爆飞行试验研究第一波热潮。欧美航空强国对XB-70、B-58、F-100、F-104、F-106、SR-71、Concorde、Tu-144 和Mirage Ⅲ/Ⅳ等超声速航空器进行了从近场至远场地面的声爆测量［32-34，36-44，47，56］，代表性的项目包括NASA/EAFB 的 SBFT［32］、NSBEP［33-34］和PRSSBT［38-39］以及法国STA 的FOJC［40-41］等。通过大量飞行试验研究声爆的产生及传播特性，促进了声爆理论与计算工具的发展，在声爆对人类生产生活、动植物、建筑物和海洋等的影响研究方面取得了重要进展，并促进了声爆飞行试验技术的快速发展。

初步形成声爆全传播路径飞行试验测量技术方案［8，32-34，38-40］。空中声爆测量飞行平台（Probe Airplane）多样化发展，声爆探针（In-Flight Sonic Boom Probe 或In-Flight Flow-Field Probe）开始出现并应用于空中声爆测量［8，32］，大规模近地面/地面声爆测量传感器阵列得到了成功应用［34，47］，大气条件和飞行航迹测量成为飞行试验的必要组成部分，图 1 为NASA/EAFB 的NSBEP 项目通过声爆探针和地面传感器阵列测量XB-70 声爆的技术方案示意图［33-34］。但是，这一阶段的声爆飞行试验测量技术存在设备自动化水平低、测量精度差和集成度低等问题［34，38-39］。

图1 NASA/EAFB NSBEP 项目的声爆测量方案［33-34］Fig.1 Sonic boom measurement arrangement of NASA/EAFB NSBEP ［33-34］

声爆对人类影响的研究大量开展［8，36-37，45］。最具代表性的是NASA 与EAFB 联合开展的一系列飞行试验项目［36-37］，通过军用飞机长时间有计划地在EAFB 基地附近居民区产生不同强度和持续时间的声爆，探索主观评价方法，通过飞行后的社会调查考察居民对声爆的反应。这一阶段，通过飞行试验积累大量声爆数据［8，27-28］，验证和 发展了 声爆理 论和计算工具［8］，为超声速航空器的声爆预测与声爆优化设计等技术研究奠定了基础，对后续的声爆问题研究具有深远影响。

1.2 声爆飞行试验技术完善与低声爆技术探索

20 世纪80 年代—21 世纪初期，尽管协和号Concorde 和Tu-144 退出了商业运营，但人们对民用超声速飞行的追求并未停歇，开展了大量的声爆问题研究。得益于航空技术快速发展以及公众对安全性、环保性要求的提高，低声爆技术更加受到重视。ICAO 和FAA 等适航审定机构也开展了超声速民用航空器声爆适航标准的研究［16，54］。美国、欧洲、日本等提出了新一代民用超声速航空器方案［5，17］，实施大量低声爆设计技术试验验证项目。这一阶段具有代表性的项目有美国空军的 NSBIT［45］、NASA 的 SR-71 SBPE［48］、DARPA QSP-SSBD［49-51］、湾 流/NASA 的Quiet SpikeTM［5，52］、NASA/Wyle 的WSPR［53］与SCAMP［54-55］以及JAXA 的D-SEND#1［16］等。

声爆飞行试验技术体系逐步完善，全传播路径声爆测量技术取得突破性进展［6-8，26，45-46，48-54］。研制了专用地面和空中声爆测量系统，声爆测量设备朝系统化和智能化发展，实现了声爆、飞行状态、飞行航迹和大气条件等参数的空地一体化测量。飞行测量平台携带的声爆探针［5］和前支杆传声器［53-54］装置的发展使得空中声爆测量技术日臻成熟，NASA 基于YO-3A［48］、F-15B［50，52］、F-18［53］、TG-14［54-55］和系留飞艇［55，57］等航空器研制了多种空中声爆测量平台，JAXA 也基于飞艇平台研发了空中声爆测量系统ABMS（Aerial Boom Measurement System）［16］。图 2（a）～图 2（c）为声爆测量新技术在试验中的应用［16，53-54］。

通过飞行试验探索航空器设计参数和超声速飞行参数对声爆的影响，初步阐明气动外形、飞行状态、飞行航迹和大气条件等对声爆的作用机制。如NASA/Wyle 等 的SCAMP［54-55］通过飞行试验进行“聚焦声爆”（Focus Sonic Boom）研究，探究机动飞行状态的声爆产生及传播演变特征。

一系列低声爆设计技术飞行试验验证项目被启动［49-52］。基于军机平台进行低声爆优化设计技术研 究，DARPA 的QSP-SSBD［49-51］和湾流/NASA 的Quiet SpikeTM［5，52］通过飞行试验证实几何修形和改变气动布局能够显著降低声爆强度。超声速民用航空器概念设计出现［62-63］，大量的研究机构开始投入新一代低声爆航空器的研发并计划开展飞行试验验证。为配合低声爆航空器研发，开展了大量的低声爆主观响应研究［45-46，48，53］，探索人类可接受的声爆强度极限值以及对低声爆的容忍度，代表性项目有NASA/Wyle 的WSPR［53］。

持续开展飞行试验进行新的或改进的声爆预测方法和工具的验证［54-55，62，64］，并将声爆预测工具应用于飞行试验的设计。NASA Armstrong采用基于飞行状态数据的声爆实时预测技术指导飞行试验设计和执行，开发了可安装在F-18 飞机座舱和地面监控设施中的声爆空间分布显示软硬件系统CISBoomDA［62］，如图 2（d）所示。

图2 1980—2010年形成的声爆飞行试验新技术Fig.2 Newly formed sonic boom flight test technology of 1980—2010 s

ICAO 和FAA 等适航管理机构开展新一代民用超声速航空器的声爆评价方法和适航标准的研究［16，53］，但仅限于技术探索，标准指定方面取得的进展有限。总的来说，这一阶段积累了大量的声爆实测数据，深入研究了声爆对人类的影响，成功验证了低声爆技术以及声爆预测和优化设计工具，为研制低声爆超声速航空器奠定了基础。

1.3 低声爆设计技术验证与适航取证飞行试验

从21 世纪初开始，航空器声爆飞行试验测量技术研究进入了新一代低声爆航空器设计技术验证与适航取证飞行试验新阶段。在“绿色、经济、环保”航空发展主题下，世界各国对超声速民用航空器回归商用的期望愈发迫切。依据当前技术发展趋势，2020—2035 年是超声速民用航空器飞速发展并再次实现商用的阶段［17-20，65-66］。美国、欧洲、俄罗斯、日本和中国等国家和地区围绕民用航空器新一代低声爆技术启动或规划了大批声爆飞行试验研究项目，包括JAXA 的D-SEND#2［21］、欧盟/俄罗斯 的 RUMBLE［22-24］、NASA 的LBFD［13-15］、QSF18［57］、CarpetDIEM［58］与Sonic-BAT［67-68］以 及Boom Technology 的Overture SST［58，60-61］等。中国飞行试验研究院、中国航空研究院、航空工业空气动力研究院等也开展了歼击机和亚轨道飞行器的地面声爆测量［29，58］。

一些新的地面和空中声爆测量技术得到了探索和验证。NASA 的CarpetDIEM［59］利用飞行试验对地面超大尺寸声阵列（长约48 km）技术进行了验证，如图 3（a）所示。NASA 的QSF18［57］研究可控声爆飞行方法和测量方法，采用改进的纹影测量设备（Schlieren Photographic System）测量T-38 飞机近场的声爆流场，典型测量结果见图 3（b）［69］。NASA 联合Eagle Aeronautics，利用F-15B 飞行试验验证声爆探针的改进设计［70］，如图 3（c）所示。

设计制造模型、验证机或商用航空器来开展声爆飞行试验。多个研究机构和商业公司公开了超声速民用航空器设计制造和投入商用的计划时间表，也公布了相应的声爆飞行试验和适航审定飞行试验计划，其中包括NASA 的LBFD［13-15］和Boom Supersonic 公司Overture SST/XB-1 项目［60-61］等，图 3（d）为NASA 的LBFD 项目的X-59 QueSST 概念图［14］。

图3 低声爆航空器技术验证的新阶段飞行试验Fig.3 Sonic boom flight test technology

在超声速民用航空器声爆适航标准的制定方面，ICAO 和FAA 等适航管理机构借助多个飞行试验项目迈出了实质性的步伐。FAA发布了针对超声速航空器特许飞行和适航标准修订 的NPRM［25，71-72］，ICAO 和FAA 介 入NASA的LBFD 项目，基于新一代民用航空器的低声爆（＜70～80 PLdB）特征［53］，开展声爆适航标准制定研究［13-15，73-76］，推进超声速民用航空器技术发展和投入商业运营。从当前的研究趋势看，声爆问题将纳入新一代民用超声速航空器适航审定范畴，声爆适航审定飞行试验即将开展［15，67，71-72］，但符合性验证方法仍需要通过飞行试验进行探索和验证。

世界范围内超声速航空器低声爆技术发展不同步，开展飞行试验的技术途径有很大差异。NASA 的大量声爆飞行试验［59，66-68］、欧盟/俄罗斯的RUMBLE［22-24］以及中国的声爆飞行试验［30，68］均采用现有军用歼击机作为试验对象，而日本JAXA 的D-SEND#2［21］采用高空投放无动力模型的方法开展飞行试验，NASA 和一些航空器制造商则研制试验机或新型号飞机开展飞行试验［14，60-61］。

这一阶段的声爆飞行试验项目主要围绕低声爆航空器设计技术的验证开展，进行了大量声爆测量新技术的探索，从美国、欧洲的民用超声速航空器研制进展看，用于型号设计定型或适航审定的声爆试验将大规模开展，声爆飞行试验将助推新一代民用超声速航空器研制和重返商用。

2 航空器声爆飞行测量技术方案

2.1 声爆全传播路径测量阶段划分

声爆的产生与传播受航空器气动布局、飞行状态、飞行航迹、大气条件和地面散射等多方面因素的影响［6-8，77-82］。图 4（a）为通过飞行试验得到的典型声爆在真实大气中的传播特征［48］，可以看出声爆在传播过程中发生复杂的演化。声爆在传播过程中受大气非均匀性的影响显著［83-86］，在机体周围至其几十倍特征长度范围的近场，结构外边界与气流相互作用产生以头部和尾部为主的复杂激波和膨胀波系；在距离机体几十倍特征长度外的中场，复杂波系在传播过程中发生复杂的非线性演化与融合；而在远场和近地面，波系逐渐融合形成波形趋于稳定的声爆，表现出显著辐射特性，但近地面大气非均匀性更加显著且地面对声爆具有明显的散射作用，远场和近地面声爆受当地大气和地面环境影响会发生波形畸变［86-87］。基于此，通常将声爆的传播划分为近场、中场和远场（地面）等典型阶段，见图 4（b），但近场、中场和远场一般没有明确的界线。

图4 声爆的产生及远距离传播特性Fig.4 Characteristics of sonic boom generation and long distance propagation

这一按照传播路径对声爆进行空间传播阶段划分的方法，从宏观上简洁勾勒出声爆的传播规律，对全传播路径的声爆测量提出了准确的差异化需求，对飞行试验技术方案的制定具有很大的指导意义。在已开展的大量声爆飞行试验中，近场至中场、中场至远场和地面的声爆测量都采用不同测量平台或设施组合进行测量。

2.2 声爆测量飞行试验技术方案组成

声爆测量飞行试验技术方案组成主要包括通用试验资源建设、飞行方法设计、声爆/辅助参数测量方法等，各组成要素及逻辑关系见图 5。

图5 声爆测量飞行试验技术方案组成示意图Fig.5 Schematic diagram of sonic boom measurement flight test technical scheme

2.2.1 通用试验资源建设

通用试验资源由试验对象、通用保障资源和试验场地等组成。试验对象是进行声爆飞行试验首要面对的资源问题。在声爆飞行试验中常选取的试验对象有3 类：一是选用成熟的超声速军用或民用飞机平台，如在声爆产生机理和声爆对人类影响的研究项目中，选择J-XX［29］、F100［32］、XB-70［33-34］、SR71［38-39，45］、协和号Concorde［44］、F-104［42-43］、Tu-144［46］、F-18［45，53-55］等 作为试验对象；二是选用成熟飞行平台进行大的改装设计作为试验机，如DARPA 的QSPSSBD［8，49-51］和湾流/NASA 的Quiet SpikeTM［5，52］分别对F-5E 和F-15B 飞机进行改进设计，用于声爆机理和低声爆技术探索研究；三是设计制造试验机（模型）或研制新型号作为试验对象，如JAXA 的D-SEND［16，21］项目研制了NWM、LBM和S3CM 等模型，NASA 的LBFD［13-15］项目则研制新一代民用超声速航空器X-59 QueSST，这一技术路线往往结合新型号的研制开展，用于低声爆技术探索和新型号适航取证试验，技术、人力和物力成本相对较高。

声爆测量飞行试验对试验场地有特殊要求。试验场地应具有适宜飞行试验环境，即具备大范围的超声速飞行空域和平坦地形，还需避免声爆对地面上的人和附着物的危害。美国的声爆飞行试验一般选择在空军的EAFB 基地和NASA的Kennedy Space Center、Dryden 基地等 进行［27］，设置有大范围超低空至高空的超声速飞行廊道，可飞行天气多，背景声环境优良，具有大范围地势平坦的无人区来设置试验场地，可进行环境改造和构建，附近有小范围居住区供开展主观调查。通用保障资源方面主要是可供试验对象和测量平台起降的机场以及飞行保障设施，这方面资源相对成熟，不再赘述。

2.2.2 飞行方法设计

飞行方法设计是指借助声爆理论分析、预测手段以及必要的探索试验，产生目标声爆的试验状态点设计方法，包括飞行状态、飞行航迹和构型要求等要素。试验对象的构型（气动外形/外挂物/重量/重心等）、飞行状态和飞行航迹决定了近场声爆特征，如何确定目标声爆对应的构型和飞行状态存在一定技术难度，既需要借助历史经验数据，也需要声爆理论和计算工具支撑。NASA Armstrong 采用基于飞行状态数据的声爆预测技术［62］指导飞行试验点的设计和执行，用声爆预测软件进行试验点设计，飞行员和工程师可实时监控不同飞行状态下在飞行航迹下方的声爆空间分布。NASA 通过QSF18 项目为LBFD 项目探索声爆飞行试验方法［57］，选择F/A-18 平台进行飞行试验，设计了产生可控目标声爆的飞行方法。飞行航迹通常根据试验对象的飞行性能、空域和试验场大小以及声爆测量点布置等进行设计。当采用飞行平台进行空中声爆测量时，飞行状态和飞行航迹的设计还需考虑与测量平台的协同飞行。

2.2.3 声爆测量

声爆测量是声爆飞行试验技术方案的核心。需根据试验目的选择性进行近场、中场和远场/地面等不同阶段的声爆测量，纵观表 1 的声爆飞行试验项目，不同阶段的声爆测量均根据图 4 所示声爆传播规律来制定差异化的测量方法。对近场至中场声爆，常采用具有与被试对象飞行性能相当的飞行平台携带测量设备在中高空进行测量，常见测量设备有声爆探针和流场成像设施，如NASA 采用歼 击机测 量平台［5，32，45，49］携带声爆探针进行测量。对中场至远场声爆，由于不需要近距离跟随被试对象，飞行高度和速度相对低，可选用飞行性能和成本更具优势的亚声速低空平台或浮空平台，补充超声速测量平台难以覆盖的超低空测量区域，并且对测量设施的环境适应性要求降低，常采用频响性能好、分辨率高且动态范围宽的带支杆和整流装置的传声器设施进行测量，如NASA 采用TG-14 携带前支杆传声器装置进行声爆测量［54］，JAXA 研制了系留飞艇声爆测量平台ABMS［16］。对于地面声爆测量，为考虑声爆在地面的分布特征，常采用大尺度的传感器阵列进行分布测试［8，33-34，38-40，59］，一般选取传声器和动态压力传感器组建阵列。在考察声爆对人类影响的飞行试验中，地面声爆可以不直接测量，而是对地面人员进行主观感受调查［36-37，53］。

2.2.4 辅助测量

声爆飞行试验还需要辅助测量试验对象、飞行测量平台的飞行状态、飞行航迹，以及声爆传播路径上的大气条件和测量点位置等参数［8，16，34，52］。试验对象、飞行测量平台的飞行状态、飞行航迹参数的测量常采用加装在其内部的机载测试系统以及地面辅助设施进行。大气条件测量主要用于分析声爆产生和传播的真实大气环境，常采用地面和空中气象测量设施进行测量。

2.3 声爆全传播路径测量技术方案

进行全传播路径测量技术方案的分析有助于把握声爆飞行试验测量的关键技术。一般情况下，研究人员根据声爆飞行试验目标选择所需的声爆测量技术方案。声爆飞行试验目标主要包括：①研究声爆的产生机理和传播规律，提炼或验证声爆理论模型与预测方法［8］；② 考察大气条件和地面及其附着物等对声爆传播的影响［24，54-55］；③研究航空器设计参数和飞行参数对声爆产生与传播的影响［5，49-52］；④ 探索声爆对人类生产生活的影响以及声爆主客观评价方法［45-46，48，53，74-76］；⑤ 进行地面声爆的实测与评定，支持型号设计定型或适航审定［13-15］。对目标①和②类试验，一般要求自近场至远场/地面进行全传播路径的声爆测量；对目标③类试验，为排除大气条件对声爆传播的影响，直观反映飞机设计参数飞行状态与近场激波系的物理关联，可仅进行近场声爆测量；对目标④和⑤类试验，常进行地面声爆测试即可，声爆对人类影响的研究还需对受声爆影响的居民区人群进行主观调查。

纵观已开展的声爆飞行试验项目，既有上述目标中的某一个，也有多目标的组合。图 5 所示声爆飞行测量技术方案中，试验资源建设和飞行方法设计是必要要素，而声爆测量则根据目标不同可选用近场至中场、中场至远场和地面等不同阶段测量方案的组合。如湾流/NASA 的Quiet SpikeTM项目［5，52］仅测量近场声爆，NASA/Wyle的SCAMP 项目［54-55］和JAXA 的D-SEND 项目［16，21］仅测量了远场和地面声爆，而NASA 的SR-71 SBPE 项目［46，48］则测量了全传播路径声爆。

大量的声爆飞行试验研究实践表明，由于声爆的传播与演化过程复杂且分布范围广，当前还没有统一且简单有效的全传播路径测量手段，仍然依赖于近场至中场、中场至远场和地面的不同测量平台及设施进行组合式测量。图 6 为NASA 的SR-71 SBPE 项目全传播路径声爆测量方案［46，48］，近场至中场声爆测量采用F-16XL飞机携带声爆探针，远场近地面空中声爆测量采用YO-3A 飞机携带前支杆传声器装置，地面声爆测量则采用3 组传感器阵列。表 1 中的声爆飞行试验多数采用了与图 6 相近的测量方案，根据目标不同选择近场至中场、中场至远场和地面声爆测量方法中的一种或其组合。NASA 通过综合多个飞行试验项目的测量技术和测量设施资源，总结出如图 7 所示全传播路径声爆飞测量技术方案［8］，涵盖了近年来飞行试验技术的进展和成果，对当前和未来声爆飞行试验具有较大启发意义。NASA 的LBFD 项目为更好保障2022 年启动的X-59 QueSST 的声爆测量飞行试验，开展了超大型地面测量声阵列、近场声爆探针、近场流场纹影测量等新技术攻关［66-67，69，88-90］，制定了如图 8 所示声爆测量方案［91］，但全传播路径声爆测量仍依据图 4（b）的传播阶段划分，采用组合式的测量方案，无根本性革新。

图6 NASA SR-71 SBPE项目的声爆飞行试验技术方案［8］Fig.6 Sonic boom measurement arrangement illustration of NASA SR-71 SBPE flight tests［8］

图7 NASA 总结的声爆飞行试验技术方案［8］Fig.7 Schematic of various methods for sonic boom measurement in flight tests of NASA ［8］

图8 NASA 规划的X-59 QueSST 的声爆飞行试验方案［91］Fig.8 Sonic boom measurement arrangement illustration of NASA X-59 QueSST flight tests ［91］

从当前的声爆测量技术研究进展看，全传播路径声爆测量需要研制试验对象，开发高低空搭配的飞行测量平台和专用测量设施，同步进行大气条件、被试对象/测量平台飞行状态与飞行航迹等的辅助测量，需要消耗大量的空-地试验资源，是一项复杂的系统工程。

3 全传播路径声爆测量关键技术

3.1 地面声爆测量

地面声爆的物理特性及其对人类的影响是声爆飞行试验最为关注的问题。地面声爆测量通常在地平面高度和影响对象的特征高度实施，测量区域布置在专用的试验场地、居民区或建筑物内。地面声爆测量设施的设计研制和地面声爆测量阵列的设计布置是地面声爆测量的关键技术。

3.1.1 地面声爆测量设施的设计研制

地面声爆测量大多采用以压力传感器（如动态绝压传感器和传声器等）阵列为核心的测量设施，测试系统包括传感器阵列、信号调理设施、信号采集记录设施和数据分析平台。地面声爆具有持续时间短、能量高、动态范围大等特点，因此，与常规航空声学测量相比，地面声爆测量传感器的动态范围要求更宽（可达120 dB），量程上限更高（可至190 dB 以上或逾压达100 kPa 以上），关注的频率范围更低（通常低至0.1～5 Hz）。NASA/EAFB 等开展的NSBEP 项目［33-34］和PRSSBT 项目［38-39］最早通过大型地面传感器阵列（使用动态压力传感器和传声器）测量地面声爆，并将居民区的人的听觉作为声爆的主观响应评估手段。其中NSBEP 项目的主要目标是研究XB-70 地面声爆特征和分布规律，基于NASA自1961 年起开发的专用地面声爆测量系统［92］开展了51 个飞行架次的地面声爆测量。该系统采用了宽带频响特性较好的电容式传声器和磁带式记录器，分析频率范围为0.1 Hz～10 kH（z限于分析设备指标限制，高频截止频率为5 kHz）。美国空军在20 世纪70—90 年代研制了声爆测量专用的BEAR（Boom Event Analyzer Recorders，BEAR）系统［47，82，93］，其传感器为一种响应速度快的逾压传感器，频率测量范围为0.1～2 500 Hz，压力测量范围为0.5～3 600 Pa。NASA 在1995 年开展的SR-71 SBPE 项目［46，48］采用经 低频特性改良的绝压和逾压传感器进行地面声爆测量，低频截止频率达0.3 Hz。

随着传声器和动态压力传感器技术的发展，频响特性优良的电容式传声器和动态范围高的压电式传声器具备较好的地面声爆测量能力。这类传感器的测量频率范围通常涵盖5～10 kHz，经频响修正后可将频率范围扩展至0.1～20 kHz，其动态范围可覆盖35～180 dB。采用压电/压敏材料制造的动态压力传感器相比传声器则具有更宽的频率范围，其频响平直段的频率范围可覆盖0～100 kHz。NASA 的CarpetDIEM 项目［59］采用了基于高声压电容式传声器的地面声爆测量传感器阵列。中国飞行试验研究院与中国航空研究院等开展的歼击机地面声爆测量［29］则采用了电容式高声压传声器和压敏式动态压力传感器的组合。

为了更有效和有针对性的测量地面声爆，需要开发专用的地面声爆测量设施。美国空军研制的BEAR 系统是一种无人值守的便携式数字化地面声爆测量和分析系统，可实现一定背景噪声中声爆的自动触发采集记录，且可组成BEARs阵列使用。NASA 的SR-71 SBPE 项目［46，48］也研制了地面声爆专用测量设施，包括PATS 单元、SABER 单元和MiniDisc 数据采集记录设备等，其传感器子系统采用低频特性改良的绝压和逾压传感器，提高了数据采集记录系统的数字量化精度（高至16 bit），引入了自动触发测量技术，进行了系统小型化设计，并将数据存储、单片机等计算机技术的新进展应用到测量系统中。NASA的WSPR 项目［53］首次开展低声爆对人类影响的飞行试验研究，进行了低声爆测量方法研究，研制了居民区地面声爆测量系统SBUDAS 和SNOOPI，开发了用于数据传输、控制的无线通信系统，如图 9 所示。SBUDAS 和SNOOPI 可通过太阳能自主充电，与主站通过无线信号实现双向通信，可连续自主工作数周，且具有自动触发的数据采集记录功能。由于SBUDAS 单元布置于社区中，自动触发功能容易受社区背景噪声的影响，NASA 发展了声爆自动捕捉技术（Automated Boom Finder），专门设计了4～10 Hz 带通滤波器来捕捉声爆的主导频率成分，用于自动触发记录条件的精确判定。NASA Armstrong 在飞行试验中［26］还通过在声爆测试系统中集成数据的无线传输功能，解决了数百米至数十千米级大范围地面声爆测量带来的大规模线缆布设难题，大大简化了测量系统，降低了测试设施布设与维护难度。

图9 NASA WSPR 项目的专用地面声爆测量设施［53］Fig.9 Specialized ground sonic boom measurement system of NASA WSPR ［53］

随着超声速航空器的快速发展以及自动化与智能化测量技术的进步，声爆测量设施向智能化发展，且规模进一步扩大。NASA 为支持LBFD项目规划的X-59 QueSST 低声爆飞行试验，持续开展了WSPR［53］、CarpetDIEM［59］和SonicBAT［67-68］等一系列先导项目研究测量技术，研制了如图 10所示的新一代地面声爆测量系统CI-GRS［94］。CI-GRS 系统可实现在一定噪声环境中的超低声爆自动识别和自主采集记录，可连续自主工作数天，还可自主定制软件进行声爆的实时分析以及感觉响度级等指标的计算，具有更强的可靠性和环境适应性，可通过远程控制站实现多达175 组单元的有效控制，组建的阵列尺度可达48 km。

图10 NASA LBFD 项目新研地面声爆测量设施CIGRS［94］Fig.10 Newly developed ground sonic boom measurement system CI-GRS of NASA LBFD ［94］

声爆测量场地一般设置在广袤的无人区或少量居民居住区，地面声爆测量设施需要长时间布置在野外环境中，对设施的环境适应性提出了特殊要求。NASA Armstrong 在总结其承担SonicBOBS、SCAMP、WSPR 和FaINT 等项目的飞行试验经验时指出［27］，野外布置的声爆测量设施应考虑可能面临的恶劣野外环境，具备抵抗气候与气象环境变化、防止被野生动物破坏和无人值守自主工作的能力；同时还应具有自动触发和人工操作触发进行采集记录的功能，能自主智能地区分人类生产生活噪声与被测声爆信号。

当前，发展更加精确、高效和智能的地面声爆专用测量设施是声爆测量技术的重要发展方向。现有的地面声爆专用测量设施集成了新的传感器技术、数采技术、自动控制技术、通信技术和计算机技术，针对不同种类的地面声爆试验任务进行测量方案设计，系统集成度、自动化程度和智能化程度显著提高，增强了系统的试验环境适应性，大大提升了测量能力和效率。

3.1.2 地面声爆测量传感器阵列的设计布置

声爆可以在大气中远距离传播，地面声爆毯（Sonic Boom Carpet）横向分布范围达到几十甚至上百千米。非均匀大气与地面的散射作用还容易导致多级声爆毯现象（Primary Booms and Secondary Booms）［54-55］。大量飞 行试验 采用传感器阵列测量地面声爆，工程应用中难以在整个声爆毯范围内布设无限大规模的传感器阵列，如何设计与布置传感器阵列也是地面声爆测量的一个关键。

应根据试验目标和声爆分布特性有针对性地设计地面声爆测量传感器阵列。采用理论分析和预测技术评估声爆，分析声爆毯的横向和航向分布特征，为阵列的布置范围、关键位置和阵型设计提供指导。NASA 基于飞行实测的有限声爆数据计算F-18 的地面声爆分布［53］，指导声爆传感器阵列的优化设计。NASA 在F-104 飞行试验中［95］，预估声爆横向截断（Lateral Cutoff）特性，将地面声爆测量阵列横向布置在声爆毯截断点附近16 km 范围内，准确获取了横向截断点位置，实测声爆毯横向宽度约21 km。NASA 在1970 BREN Tower Tests 项目［42-43，80］中，为研究地面声爆横向截断特性，在地面垂直于航迹方向布置长3 200 f（t1 ft=0.304 8 m）、间隔100 ft 的线性传声器阵列［80］，见图 11（a）。美国EAFB 通过F106 声爆飞行试验进行大气湍流对声爆传播的影响研究，沿航迹方向布置了长7 000 ft 的传声器阵列［96］，见图 11（b），阵型长度的选取考虑了F106 飞机的声爆传播特征和KC-135 制造的湍流区分布特征。为了研究地面声爆测量传感器安装方式对测量的影响，美国空军在1966 年和1987 年采用图 11（c）所示方案进行地面声爆测量［97］，在面积为4 ft2方形反射板上的半径为1 ft的圆内布置6 套不同安装方式的传声器。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］和中国飞行试验研究院等的歼击机地面声爆测量［29］等项目均采用了大尺度的传感器阵列，考察不同飞行状态、大气条件和地面地形等的影响，阵列设计均考虑了被试对象目标状态的声爆特征，采用声爆理论分析和预测技术进行辅助设计，图 11（d）为NASA/Wyle 的SCAMP［55］的阵列，图 11（e）为中国飞行试验研究院的纵向长度1.20 km、横向长度0.48 km 的十字形阵列［29］。

图11 不同项目的地面声爆测量方案Fig.11 Sonic boom measurement arrangements at ground level of different flight test programs

地面声爆测量传感器阵列的设计布置还需要解决如何考虑或修正地面对声爆传播的散射影响，即如何在地面布置每个阵元的传感器。一般采用如图 12 所示的3 类布置方式：①将传感器安装于地面的反射板上，根据反射板对声爆的反射规律［87］，近似得到自由场情况下的声爆逾压，如图 11（c）为美国空军通过飞行试验研究传声器在反射板上的安装方式对测量的影响［97］，得到了具体固定方式对测量影响可以忽略的重要结论，为后续在地面布置传感器提供了重要指导，之后大量项目采用了这类传感器布置方式，如JAXA 的D-SEND［16，21］、中国飞行试验研究院的某型歼击机声爆飞行试验［29］和NASA 的CarpetDIEM［59］等；②将传感器安装于人正常站姿的耳位高度（1.6 m 或噪声适航标准要求的1.2 m），这一布置方式尽管难以定量分析地面的影响，但真实反映了人正常站姿情况下实际感受的声爆水 平，如NASA/Wyle 的WSPR［53］、航空工业空气动力研究院的OS-X0 试验飞行器声爆特性测量试验［68］等；③安装于远离地面的加高支撑设施上，可得到未受地面影响的直达声爆和受地面反射的声爆，考察地面影响，分析近地面声爆特征，如NASA 的1970 BREN Tower Tests 项目［42-43］采用地面高塔进行近地面声爆测量，考对声爆的散射作用。

图12 地面声爆测量传感器的典型布置方式Fig.12 Typical mounted method of ground level sonic boom measurement transducer

地面声爆测量传感器阵列的设计与测试技术的发展息息相关，测试算法和专用设施的发展将为特殊用途和超大规模传感器阵列的设计提供技术支撑。NASA/EAFB 等的FaINT 项目［99］采用地面螺旋声阵列研究声爆传播方向，阵列设计采用了波达方向估计信号分析技术。NASA在2019 年起开展了新一代大型声阵列低声爆测量能力验证的CarpetDIEM 项目［59］，采用了新开发的CI-GRS 系统，吸收了智能化测量技术的新研究成果，大大提升超大尺寸阵列的布置能力，同时实现了自主测量和在线分析。

综上，地面声爆测量技术及其设施发展相对最为充分，通用和专用设施发展完善，技术发展趋势集中在自主化工作、测量与分析的智能化、超大范围分布式布置等方向。面对新一代低声爆航空器，其测量指标以及阵列设计及布置方式的适用性还需要实践检验。

3.2 空中声爆测量

空中声爆测量的目的通常是为研究声爆的产生机理及传播规律，提炼声爆理论和预测方法，验证低声爆设计技术。空中声爆测量需要空中飞行或浮空测量平台，近场至中场声爆测量、中场至远场声爆测量的技术路线有一定差异。

3.2.1 近场至中场声爆测量

近场至中场声爆测量主要对被试对象附近的流场压力进行测量，涉及测量平台的选取设计和近场至中场声爆测量设施设计两方面关键技术。

1）近场至中场声爆测量飞行平台

为了在空中测量距离被试对象足够近的区域的声爆，需要采用与被测对象飞行能力相当的测量飞行平台携带压力测量装置或流场成像设施进行测量［8］。声爆测量飞行平台的使用显著增加了飞行试验的难度、成本和周期。首先，测量平台需要与试验对象协同飞行，试验通常希望测量平台与试验对象保持尽可能近的距离，大大增加飞行的难度与风险；其次，声爆测量飞行平台与试验对象同时进行飞行保障和测试，增加了测试和保障设施需求，使得有效试验时间占总飞行试验时间的比例明显降低；最后，声爆测量飞行平台需要进行大量的测试设施的加改装，甚至需要专门研制飞行平台。

声爆测量飞行平台设计的关键是平台的选取和加改装。飞行平台应该具有与试验对象相当甚至更优异的飞行性能，以便能与试验对象协同飞行，并降低飞行试验风险。图 1（a）和图 13分别为NASA/EAFB 的NSBEP［33-34］和湾流/NASA 的Quiet SpikeTM［5，52］的近场至中场声爆测量技术方案，可以看出测量飞行平台需要在被试对象周围以不同方向进行穿越飞行，最近距离不到100 ft，因而要求飞行平台技术成熟度高、安全性高和飞行性能优良。声爆测量飞行平台还需进行测试设施的加改装，包括声爆测量设施的加改装和飞行状态、航迹测试设施的加改装。声爆测量设施对飞行平台的结构和气动外形具有一定影响，需进行试验飞行，评估加改装对飞行平台安全性和性能的影响，并进行声爆和其它辅助参数测量的修正方法研究。NASA 的SR-71 SBPE 项目［46，48］采 用F-16XL 加装声 爆探针 对SR-71 的近场声爆进行测量，正式试验前开展了试验飞行，并进行了压力校准的地面和飞行试验，研究空中声爆测量修正方法。

图13 Quiet SpikeTM项目的近场至中场声爆测量点［52］Fig.13 Near-field to mid-field sonic boom flow-field test points of Quiet SpikeTM［52］

基于声爆测量飞行平台的近场声至中场声爆测量技术方案被大量运用，成熟且性能可靠的军用超声速歼击机成为理想的测量平台。1956 年，NASA/EAFB 等的SBFT 项目［32］最早进 行了近场声爆测量，采用F-100 飞机携带专门设计的逾压压力传感器伴飞被测的F-100 飞机进行近场声爆测量。在此之后，大量的飞行试验项目采用改装的歼击机携带声爆探针进行空中近场测量，如NASA 采用的测量飞行平台有F-104［33］、F-16［46］、F-15B［50］、F-18［53］等，典型的场景见图14［5，50］。

图14 典型的近场声爆测量场景Fig.14 Typical scenes of in-flight near-field sonic boom measurements

2）近场至中场声爆测量的声爆探针

近场至中场声爆测量需要在研制的测量飞行平台上安装压力测量设施。声爆探针［8］是一种基于皮托管测压原理的声爆压力测量设施，一般安装于飞行平台的头部、机身下部或其他受气流干扰较小的部位，有的声爆探针与飞行平台的空速管、姿态测量装置等集成一体。声爆探针的基本功能单元通常包括气流管路、整流装置、气流容器、压力测量装置、压力运算单元以及补偿装置等。NASA/EAFB 的SBFT 项目［32］最早采用测量飞机携带专门设计的逾压测量装置实测近场声爆压力，该测压装置是一种早期的声爆探针，安装于飞机头部，与两个位于飞机头部的静压支杆的静压孔相连。此后，利用声爆探针测量近场声爆的项目大量出现，技术也不断改进。NASA/EAFB的B-58 近场声爆测量项目［100］设计了一种具有代表性的现代声爆探针，得到了成功应用，之后还被用 于NASA/EAFB 的NSBEP 项目［33-34，101］，加 装于F-104 飞机上对XB-70 的近场声爆进行了测量，该声爆探针及其安装见图 15（a）［101］。

图15 近场流场测量声爆探针Fig.15 In-flight sonic boom flow-field probe

压力测量装置是声爆探针的核心功能单元，由气流总压、静压和差压传感器及管路组成，并设有多路静压和差压测压孔进行测量修正。NASA的SR-71 SBPE 项目［48］在F-16XL 测量平台上加装声爆探针，其结构与测压原理见图 15（b），采用了沿用至今的5 孔测压法，具有2 套差压、2 套静压和1 套总压等测量装置，具有消除头部气流反射和补偿温度影响的功能。该声爆探针在正式试验前开展了压力校准地面和飞行试验，修正了因振动导致的压力测量不准问题，同时修正了声爆入射角度和压力延迟等对测量结果的影响。DARPA的QSP-SSBD 项目［50］在F-15B 加装该声爆探针测量了F-5E 和F-5 SSBD 的近场声爆。湾流/NASA 的Quiet SpikeTM项目［52］对该声爆探针进行改进，加入了数字式测压装置，将其安装于F-15B上测量了F-15B QS 的近场声爆，见图 15（c）。

声爆探针需要导引气流测量压力，引气管路存在一定的系统误差和信号延迟，动态范围和分辨率受感压装置影响较大，因此初期的声爆探针测量精度、动态范围、分辨率等相对较差，测量修正不完善［6，48］。声爆探针的设计需要考虑安装位置、形状、测量误差和飞行影响等诸多修正，常借助数值计算、风洞试验以及飞行试验研究修正方法，设计成本较高，其可靠性和耐用性也需要着重考虑。NASA 一直致力于声爆探针的设计改进，联合Eagle Aeronautics 研制了低延迟、高可靠性且更耐用的声爆探针Eagle Aero Probes，安装在F-15B 机身下部进行了飞行测量，见图 15（d）［70］。为了消除载机机体气流扰动对声爆测量的影响，使用中将其装于F-15B 的头部。NASA 为支持LBFD 项目X-59 QueSST 低声爆飞行试验，研制了新一代低声爆测量探针Shock Sensing Probe，属Eagle Aero Probes 改进版。为确保能测量X-59 QueSST 产生的可能比以往强度都低的近场声爆，将其安装在F-15 头部，见图 15（e）［102］，开展了多次飞行试验验证，在约42 000 ft 高度测量了F/A-18 附近300～500 ft 范围的声爆。

综上所述，声爆的准确测量要求声爆探针的动态范围广、分辨率高且响应速度快，结构和系统设计应考虑飞行平台的匹配，并评估对飞行平台安全性和飞行性能的影响。声爆探针在应用前需要利用大量风洞和飞行试验进行测量校准和修正评估。随着低声爆设计技术发展，新一代民用超声速航空器声爆强度将显著降低且传播特征发生变化，相应的声爆探针要求具有更低的动态范围下限、更高的测试精度、更快的响应速度以及更强的飞行平台适应性，并这方面仍需要持续的技术研究，开展飞行试验进行验证。

3）近场至中场声爆（激波系）流场成像设施

近年来，以纹影成像技术为代表的流场成像技术［69，88-90，103］持续发展与完善，逐步应用于近场至中场声爆流场的测量。采用纹影成像技术，可以直接观测航空器周围大范围的激波和膨胀波系的产生和演化。NASA 在20 世纪90 年代就开始了近场声爆纹影成像设施的研制［69，88-89］，开发了地基的GASPS 系统（Ground to Air Schlieren Photography System）和空基的AirBOS（Air-to-Air Background Oriented Schlieren flights）系统，成功运用于声爆流场飞行测量。根据LBFD 项目的飞行试验需求，NASA 开发了新一代地基系统BOSCO（Background Oriented Schlieren using Celestial Objects），并持续改进AirBOS 系统，开展了 大量飞 行试验验证［69］。2019 年，NASA 采用安装于B-200 飞机上的AirBOS 系统测量了T-38 飞机近场声爆流场，典型结果见图 3（b），图 16 为纹影成像的测量原理和地基测量设施BOSCO［88-89］。

图16 NASA 的声爆（激波）流场纹影成像技术及设施Fig.16 NASA’s schlieren photographic technique and facilities to measure sonic boom（shock）flowfield

纹影成像类流场测量设施既可以在飞行平台布置，也可以布置在地面上，通过少量试验就可得到大范围的流场信息，但成像设施相对复杂，测量时需借助太阳光，要求被试对象飞行航迹应在测量设施和太阳之间，且要求大气能见度高，一定程度上限制了该技术的应用。此外，声爆纹影成像是一种非接触式间接测量技术，成像结果是基于光线通过不同密度的大气的散射规律来反演运算得到，测量参数的数量和精度低于声爆探针类的直接测量法。应用于声爆飞行试验的纹影成像测量技术报道主要来源于美国NASA 主导开展的研究项目，其它研究机构的应用于飞行试验的相关成果鲜见公开报道。

3.2.2 中场至远场声爆测量

声爆自近场传播至中远场后通常发生较大演化，测量区域远离被试对象，声爆测量平台以及测试系统相对于近场至中场声爆测量的要求不同。中场至远场声爆测量的关键技术也在于测量平台和测量设施的设计研制。

中场至远场声爆测量降低了对测量平台飞行速度与高度的要求，既可以采用低空飞行平台和浮空平台，也可以采用加高的地面设施，或者直接借助地形。早期的声爆飞行试验中，由于缺乏低空飞行/浮空测量平台，采用在地面建设的高塔上安装传声器的方式进行近地面声爆测量。美国空军在Virginia 的Wallops 岛采用1 500 ft 和250 ft 的高塔进行了两架F106 的声爆测量，见图 17［104］。之后，美国空军和NASA 还在Nevada 建设了1 500 ft 的BREN 测量塔，应用于1970 BREN Tower Tests项目［42-43，80］。随着低空飞行/浮空测量平台的出现，大量飞行试验项目采用低空亚声速飞行的通用飞机、滑翔机和飞艇等进行声爆测量［21，48-49，55，64］。NASA 的SR-71 SBPE 项目［46，48］和NASA/Wyle等的SCAMP 项目［54-55］分别采用YO-3A、TG-14飞机携带前支杆传声器装置进行中场至远场声爆测量，DARPA 的QSP-SSBD 项目［49］采用安装于L-13 滑翔机上的前支杆传声器装置测量中远场近地面的入射和反射声爆。图 2（b）为典型低空测量飞行平台及其加装的声爆测量前支杆传声器装置［54］。JAXA 的D-SEND 系列项目［16，21］使用图 2（c）所示的3 组以飞艇作为测量平台的ABMS测量地面至1 km 高度的声爆，每组ABMS 系留绳上布置4 套传声器以及数据采集记录设备、飞行控制设施、GPS、无线通信设施和空中气象测量单元。NASA/Wyle 的SCAMP 项目［54-55］采用2 套以飞艇作为测量平台的AADC 系统（Airborne Acoustic Data Collection System）对聚焦声爆进行测量，每套AADC 系统安装有3 套传声器以及GPS 设备、数据采集记录器和飞行控制设施。从上述应用案例看，基于测量飞行平台进行中场至远场声爆测量的技术仍然面临飞行平台设计研制成本高和飞行保障复杂的问题。当前，无人机技术迅猛发展，其具有体积小、飞行灵活、成本低等优势，在航空声学飞行测量领域得到了一定的成熟应用［105］，为一种可用于声爆飞行测量的新型平台。

图17 美国空军采用高塔进行F106 近地面声爆测量［104］Fig.17 U.S.Air Force’s tower to measure near-ground sonic boom of F106［104］

由于测量平台飞行高度和速度降低，声爆测量多采用结构简单、性能可靠、动态范围广、频率响应快的可安装于机身外部支杆或浮空器牵引绳索上的传声器装置。尽管中远场声爆可以采用与地面声爆测量同类的传声器，但技术要求存在不同之处，一是需要研制可安装在测量平台上的支杆，进行支杆空气动力学设计与分析以修正其对测量结果的干扰；二是传声器的选择需考虑频响特性与动态范围的差异以及环境适应性；三是需要设计用于整流的鼻锥或结构，以消除或修正气流干扰。近年来，噪声和动态压力测量技术快速发展［106-107］，频响特性优异的电容式传声器和环境适应性强、动态范围广的压电/压敏式传声器均可应用于空中声爆测量。传声器鼻锥设计也趋于成熟［108-109］，提高了传声器对飞行或风洞高速气流环境的适应性和测量能力。但是，前支杆传声器装置设计方案多样，尤其是加装鼻锥或整流装置后，如何进行动态校准和测量修正仍是技术难点，当前依赖于不完备的风洞试验或飞行试验数据归纳方法，影响了声爆的绝对测量精度，相关的技术研究还需要进一步开展。

3.3 辅助测量

声爆飞行试验除了进行全传播路径的声爆测量外，还需同时进行被试对象和测量平台的飞行状态、飞行航迹、地面至空中大气条件以及其他与声爆测试相关的参数的综合辅助测量［8，21，55］。

被试对象和测量平台的飞行状态可采用机载测试系统和必要的地面辅助设施来测量，通过加装的测量设施实测和总线参数抽引相结合，参数测量一般采用统一的全球卫星定位系统（如GPS、北斗系统）时间基，这类测量技术是飞行试验的通用技术。

飞行航迹或飞机位置测量有光学测量法、惯性导航测量法、雷达追踪法和全球卫星定位系统测量法等。在美国早期开展的SBFT 和NSBEP项目中［33-35］，近场声爆测量平台与试验对象的相对距离采用光学测量法，光学相机被安装于伴飞平台上，通过比例成像原理进行距离计算。光学测量方法、雷达追踪法等的测量范围有限，精度控制困难，高空中还需要飞行测量平台，成本高昂。随着全球卫星定位系统（如GPS、北斗系统）的建设完善，基于差分定位的飞行航迹/位置测量技术成熟，测试设施相对简单且加改装难度低，测量范围大、精度高，在飞行试验中得到大量应用［21，54-55］。

地面至空中大气条件测量对于声爆飞行试验也很重要，已开展的飞行试验项目主要采用无线电探空仪、气象气球或微波辐射计等测量空中气象五要素（压力、温度、风速、风向和相对湿度），地面则采用常见的地面气象站测量，图 18（a）为NASA/Wyle 的SCAMP 项目采用的地面气象站和气象气球［55］，图 18（b）为中国飞行试验研究院在飞行试验中采用的地面气象站和空中气象测量设施微波辐射计［29］。JAXA 的D-SEND 项目直接将气象测量系统集成在ABMS 系统中［16，21］。

图18 声爆飞行试验中常见的气象测量设施Fig.18 Common meteorological testing facilities in sonic boom flight tests

声爆飞行试验中还需要其它必要的辅助测量手段。如NASA 采用了实时综合数据分析与座舱显示技术辅助开展飞行试验，试验设施及其应用见图 2（d）［59］，试验人员和飞行人员根据座舱实时显示结果设计和控制试验点，有效提高了试验能力和效率。航空器超声速飞行时，结构几何变形对声爆的产生影响较大，NASA 的LBFD 项目研发了机载FOSS（Armstrong’s Fiber Optic Sensing System）系统［110］以测量机体几何变形量，重点监测翼尖弯扭变形。

4 结论与展望

开展声爆飞行实测是声爆研究的必要手段，是新技术探索和演示验证的重要途径，也是航空器表明符合适航规章或设计定型标准的必经之路。本文围绕新一代超声速航空器声爆研究热点，对声爆飞行试验的测量技术进行综述，归纳声爆飞行试验技术的研究进展，总结了自近场、中场至远场（地面）的全传播路径声爆测量技术方案，分析了地面、空中声爆测量以及辅助测量的关键技术及其发展趋势。

1）新一代低声爆航空器技术的探索与研制促使声爆飞行试验技术研究成为航空界的一个热点问题，同时也对声爆精细化飞行测量提出了新的技术挑战。

2）声爆测量缺乏全传播路径都有效的统一测量手段，依赖近场至中场、中场至远场和地面的不同测量平台及设施进行组合测量，技术方案复杂，还需要同步测量大气条件、被试对象/测量平台飞行状态和飞行航迹，依赖特殊的飞行空域、测量场地和飞行保障设施等资源，涉及的技术面广，动用资源多，是复杂的系统工程。

3）声爆飞行试验测量的技术难点在于试验方案设计、空中/地面专用测量设施设计、试验对象/飞行测量平台研制等方面，相关技术和设施向空地一体化、精细化与智能化方向快速发展，当前地面声爆测试设施、空中声爆测量的声爆探针和成像设施的测量精度、测量范围、环境适应性和可靠性还有待进一步提升。

4）随着新一代超声速航空器的设计研制步伐加快，人工智能技术、新材料技术和新概念传感技术、空地一体测量技术、微机电技术、计算机技术、新概念飞行技术等的发展将为声爆测量技术发展提供新方向和新思路，需要通过飞行试验进行新技术的探索与验证。

当前，中国开展了大量的航空器声爆问题研究，进行了大量的声爆理论、预测方法和低声爆设计技术探索，但在通过飞行试验进行技术探索和演示验证方面发展相对滞后，开展全传播路径声爆测量飞行试验的能力和资源不足。声爆飞行试验的方案复杂，技术投入高，其本身也需要技术探索和试验验证，技术发展和资源建设需要一个长期的过程，因此，基于对航空器声爆飞行试验测量技术研究进展的综述分析，针对国内声爆飞行试验技术发展提出以下建议：

1）紧扣当前声爆问题和超声速民机技术探索的需求，进行声爆飞行试验平台和飞行测量平台的研制技术研究，探索建设声爆飞行试验平台和飞行试验资源。

2）开展全传播路径声爆测量关键技术攻关，开发技术自主可控的地面大型声爆测量阵列设施和空中声爆测量设施，尤其是急需填补声爆探针、机载支杆传声器装置等关键设施空白，形成航空器声爆飞行测量的基本能力。

3）基于现有超声速歼击机平台进行改造或设计研制低成本演示验证模型，开展多状态的声爆飞行实测，积累飞行试验数据库，为低声爆设计技术探索、声爆预测工具开发等提供支撑。