单喷管火箭燃气导流环境下的噪声分析

第４３卷第２期２０１９年４月南京理工大学学报ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＶｏｌ.４３Ｎｏ.２Ａｐｒ.２０１９

　收稿日期:２０１８－１０－２４ 修回日期:２０１９－０１－２３　作者简介:盛英华(１９７７－)ꎬ男ꎬ硕士ꎬ研究员ꎬ主要研究方向:火箭总体设计ꎬＥ￣ｍａｉｌ:ｙｉｎｇｈｕａｓｈｅｎｇ＠ｓｏｈｕ.ｃｏｍꎻ通讯作

者:沈林(１９８０－)ꎬ男ꎬ硕士ꎬ高级工程师ꎬ主要研究方向:航天器力学环境ꎬＥ￣ｍａｉｌ:ｓａｌｅｎ＿２０＠１２６.ｃｏｍꎮ　引文格式:盛英华ꎬ沈林ꎬ曹文斌ꎬ等.单喷管火箭燃气导流环境下的噪声分析[Ｊ].南京理工大学学报ꎬ２０１９ꎬ

４３(２):１６５－１６９.　投稿网址:ｈｔｔｐ://ｚｒｘｕｅｂａｏ.ｎｊｕｓｔ.ｅｄｕ.ｃｎ

单喷管火箭燃气导流环境下的噪声分析盛英华１ꎬ沈　林１ꎬ曹文斌１ꎬ乐贵高２ꎬ邢成龙２(１.上海宇航系统工程研究所ꎬ上海２０１１０９ꎻ２.南京理工大学机械工程学院ꎬ江苏南京２１００９４)摘　要:火箭发射时的发动机喷流噪声是航天发射的主要外激励源ꎬ噪声大小也是结构和仪器设备设计与验证的技术指标之一ꎮ该文以单台火箭发动机喷流经过单侧导流槽气流诱发的噪声问题为对象ꎬ通过求解三维可压缩流动Ｎａｖｉｅｒ￣Ｓｔｏｋｅｓ方程ꎬ建立某火箭发动机喷流噪声激励数值预测方法ꎬ其中流通量采用二阶ＲｏｅＴＶＤ差分格式ꎬ并采用中心差分离散ＳＡＳ湍流模型的耗散项ꎬ通过计算声类比ＦｆｏｗｃｓＷｉｌｌｉａｍｓ￣Ｈａｗｋｉｎｇｓ(ＦＷ￣Ｈ)方程得出喷流噪声激励ꎬ数值仿真结果与实测数据吻合良好ꎬ并分析了噪声传播延时及其地面分布规律ꎮ分析结果表明ꎬ发动机喷流噪声主要表现为宽频带噪声ꎬ随着噪声监测点和发动机喷口之间距离的增加ꎬ总声压级呈现出衰减趋势ꎮ关键词:喷流噪声ꎻ燃气射流ꎻ计算流体力学ꎻ起飞环境ꎻ火箭发动机中图分类号:Ｖ４１４ꎻＶ４１６ 文章编号:１００５－９８３０(２０１９)０２－０１６５－０５ＤＯＩ:１０.１４１７７/ｊ.ｃｎｋｉ.３２－１３９７ｎ.２０１９.４３.０２.００７

ＡｃｏｕｓｔｉｃａｎａｌｙｓｉｓｏｆｄｅｆｌｅｃｔｅｄｊｅｔｆｌｏｗｆｏｒｒｏｃｋｅｔｗｉｔｈｓｉｎｇｌｅｎｏｚｚｌｅＳｈｅｎｇＹｉｎｇｈｕａ１ꎬＳｈｅｎＬｉｎ１ꎬＣａｏＷｅｎｂｉｎ１ꎬＬｅＧｕｉｇａｏ２ꎬＸｉｎｇＣｈｅｎｇｌｏｎｇ２

(１.ＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｙｓｔｅｍＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＳｈａｎｇｈａｉꎬＳｈａｎｇｈａｉ２０１１０９ꎬＣｈｉｎａꎻ２.ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬＮａｎｊｉｎｇ２１００９４ꎬＣｈｉｎａ)

Ａｂｓｔｒａｃｔ:Ａｓａｍａｉｎｓｏｕｒｃｅｏｆｅｘｔｅｒｎａｌｅｘｃｉｔａｔｉｏｎꎬｔｈｅｎｏｉｓｅｌｅｖｅｌｏｆｊｅｔｆｌｏｗｏｆｌｉｆｔ￣ｏｆｆｒｏｃｋｅｔｓｉｓａｌｓｏｏｎｅｏｆｔｈｅｃｒｉｔｅｒｉｏｎｓｆｏｒｄｅｓｉｇｎａｎｄｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎｏｆｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｅｑｕｉｐｍｅｎｔ.Ｔｏｅｓｔａｂｌｉｓｈａｋｉｎｄｏｆｎｕｍｅｒｉｃａｌｍｅｔｈｏｄｏｌｏｇｙｆｏｒｐｒｅｄｉｃｔｉｎｇａｃｏｕｓｔｉｃｌｅｖｅｌｏｆａｒｏｃｋｅｔｅｎｇｉｎｅꎬｔｈｅｊｅｔｎｏｉｓｅｏｆｄｅｆｌｅｃｔｅｄｆｌｏｗｆｏｒｔｈｅｓｉｎｇｌｅｎｏｚｚｌｅｒｏｃｋｅｔｉｓｓｔｕｄｉｅｄｂｙｓｏｌｖｉｎｇｔｈｅ３￣ＤＮａｖｉｅｒ￣Ｓｔｏｋｅｓｆｏｒｍｕｌａｓｏｆｔｈｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｂｌｅｆｌｏｗｆｉｅｌｄｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒꎬａｎｄｔｈｅｃｏｎｖｅｃｔｉｖｅｆｌｕｘｉｓａｎａｌｙｚｅｄｂｙｔｈｅ２ｎｄｏｒｄｅｒＲｏｅＴＶＤｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｍｅｔｈｏｄａｎｄｔｈｅｄｉｓｓｉｐａ￣ｔｉｏｎｔｅｒｍｏｆＳＡＳｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌｉｓｃｏｍｐｕｔｅｄｂｙｍｅａｎｓｏｆｔｈｅｃｅｎｔｒａｌｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｍｅｔｈｏｄ.ＴｈｅａｃｏｕｓｔｉｃｅｘｃｉｔａｔｉｏｎｉｓａｃｑｕｉｒｅｄｂｙｔｈｅＦｆｏｗｃｓＷｉｌｌｉａｍｓ￣Ｈａｗｋｉｎｇｓ(ＦＷ￣Ｈ)ｔｈｅｒｏｙ.Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｒｅｓｕｌｔｓａｒｅｒｅａｓｏｎａｂｌｌｙｉｎａｃｃｏｒｄａｎｃｅｗｉｔｈｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｄａｔａ.Ｔｈｅｔｒａｎｓｍｉｓｓｉｏｎｄｅｌａｙｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃａｎｄｔｈｅ南京理工大学学报第４３卷第２期ｃｉｒｃｕｍｆｅｒｅｎｔｉａｌｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｆｏｒｎｏｉｓｅｌｅｖｅｌｏｎｔｈｅｇｒｏｕｎｄｉｓａｌｓｏａｎａｌｙｚｅｄ.Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｎｏｉｓｅｏｆｊｅｔｆｌｏｗｏｆｔｈｅｒｏｃｋｅｔｅｎｇｉｎｅｉｓｍａｉｎｌｙｉｎａｂｒｏａｄｆｒｅｑｕｅｎｃｙｂａｎｄｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎꎬａｎｄｔｈｅｏｖｅｒａｌｌｓｏｕｎｄｐｒｅｓｓｕｒｅｌｅｖｅｌｓａｒｅｒｅｄｕｃｅｄａｓｔｈｅｄｉｓｔａｎｃｅｆｒｏｍｔｈｅｒｅｃｅｉｖｅｒｔｏｔｈｅｎｏｚｚｌｅｉｎｃｒｅａｓｅｓ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｊｅｔｎｏｉｓｅꎻｇａｓｊｅｔꎻｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌｆｌｕｉｄｄｙｎａｍｉｃｓꎻｌｉｆｔ￣ｏｆｆｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔꎻｒｏｃｋｅｔｅｎｇｉｎｅ

火箭发射过程中ꎬ发动机点火工作产生的高速射流形成初始冲击波和射流尾焰ꎬ流场中含有初始冲击波、射流斜激波、马赫盘正激波、膨胀波、接触间断、切向间断、激波与激波相交、激波与膨胀波相交波等ꎬ流动性质十分复杂ꎮ高速射流经导流槽折射与反射ꎬ再经空气传播形成了作用于箭体表面及地面系统的噪声外激励源ꎬ某些状态的实测数据高达１６０ｄＢ以上ꎮ噪声激励作用于箭体结构ꎬ可引起结构的高频振动以及结构与其周围空气的声振耦合ꎬ由此改变航天发射系统声环境和随机振动环境ꎬ进而影响结构、仪器设备和地面设备的设计与验证ꎬ严重时可能引起结构破环、设备故障ꎬ影响飞行任务ꎬ因而分析和评估火箭燃气导流环境下的噪声水平及其作用规律具有重要意义ꎮ工程上一般采取经验估算与实测数据的综合方法来预测发射声环境[１ꎬ２]ꎬ经验估算方

法如ＮＡＳＡ￣ＨＤＢＫ￣７００５[３]ꎬ对塔架、导流剖面等因

素引起的不确定性考虑不足ꎬ不满足我国火箭发射的实际边界和后续大型运载发射需求ꎻ随着火箭型号研制项目的发展ꎬ通过大规模实测试验获取数据受到诸多限制ꎬ虽然已有发射噪声环境的缩比试验研究[４－７]ꎬ近年来也有关于发射喷流的

数值模拟方法研究ꎬ如ＳＥＡ法、ＣＦＤ方法[８ꎬ９]ꎬ但

地面因素模拟与实际测试状态和实测数据相比仍存在差异ꎮ虽已有单台发动机地面试车噪声的测量研究ꎬ但未给出相应的喷流噪声预测方法ꎮ为此ꎬ本文根据该试验时单侧导流槽实际尺寸ꎬ发展了相应的噪声计算方法ꎮ首先通过求解燃气射流可压缩雷诺平均Ｎ－Ｓ方程和ＦＷ－Ｈ方程ꎬ取得监测点的噪声变化特性ꎬ并与实测数据进行对比ꎬ分析喷流噪声的传播延时和地面噪声分布规律ꎬ给出了改善喷流噪声环境的建议ꎬ对进一步研究我国新一代载人运载火箭噪声环境的预示方法、导流方案及布局设计具有重要意义ꎮ

１　燃气射流流场及声学模拟方法

对燃气射流作以下基本假设:(１)火箭燃气满足连续介质假设ꎻ(２)燃气射流为可压缩纯气相介质ꎻ(３)燃气射流内部无化学反应发生ꎻ(４)采用燃气和空气双组份混合流动模型ꎬ各组份均满足理想气体状态方程ꎮ从发动机喷管排出的高速炽热射流的波系结构和流动性质十分复杂ꎬ流动呈现高度非线性ꎬ因此ꎬ其流动方程既需要采用激波捕捉能力强的数值差分格式ꎬ又要保持良好的收敛性和稳定性ꎬ为此ꎬ采用高阶Ｒｏｅ型格式[１０]ꎮ湍流模型选用ＳＡＳ[１１ꎬ１２]ꎬ该模型相比于ｋ－ε模型可以比较准确地捕捉分离涡流动ꎬ对噪声的预测精度更高ꎬ其计算量远低于ＬＥＳꎬ但计算精度非常接近ＬＥＳꎮ采用ＦＷ－Ｈ方程面积分方法ꎬ将近、中场的流动信息投射到远场ꎬ远场声压ｐ′(ｘꎬｔ)可以表达为厚度、载荷以及四极子噪声三项之和[１３]　ｐ′(ｘꎬｔ)＝Ｐ′Ｔ(ｘꎬｔ)＋Ｐ′Ｌ(ｘꎬｔ)＋Ｐ′Ｑ(ｘꎬｔ)(１)当｜ｘ｜→∞时有　４πＰ′Ｔ(ｘꎬｔ)＝１｜ｘ｜１ａ２∞∂∂ｔ∫ｓ{ℓｉρｕｉ}(ｙꎬｔｒ)ｄ２ｙ(２)　４πＰ′Ｌ(ｘꎬｔ)＝ｘｉ｜ｘ｜２１ａ３∞∂∂ｔ∫ｓ{ℓｉｐ＋ ℓｉρｕｉｕｊ}(ｙꎬｔｒ)ｄ２ｙ(３)　４πＰ′Ｑ(ｘꎬｔ)＝ｘｉｘｊ｜ｘ｜３１ａ４∞∂２∂ｔ２∫Ｖｆ{ρｕｉｕｊ＋ (ｐ′－ａ２∞ρ′)δｉｊ－ ｉｊ}(ｙꎬｔｒ)ｄ３ｙ(４)式中:前两项为包含单极子源(Ｐ′Ｔ)及双极子源(Ｐ′Ｌ)的面积分ꎬ第三项Ｐ′Ｑ为面Ｓ外流体的体积分ꎬ包含ＦＷ－Ｈ面外的所有声源ꎮ２　流动建模及计算网格为了研究火箭发射时流场与声场的数值方法ꎬ首先建立燃气射流数值计算的结构化网格ꎬ在此基础上建立燃气—空气双组分输运模型ꎬ结合ＳＡＳ湍流模型以及ＦＷ－Ｈ声学方程开展计算ꎬ流场计算采用二阶ＲｏｅＴＶＤ格式的有限体积离散形式ꎮ火箭发动机入口边界赋发动机总压、总温

６６１总第２２５期盛英华　沈　林　曹文斌　乐贵高　邢成龙　单喷管火箭燃气导流环境下的噪声分析 条件ꎬ固体壁面赋绝热无滑移壁面条件ꎻ外部边界赋大气条件ꎬ即压强为１０１３２５Ｐａꎬ温度３００Ｋꎮ根据地面点火试验条件、发动机和导流槽形状及其安装位置ꎬ本文选取一长方体区域为计算域ꎬ尺寸为Ｌ１０７ｍ×Ｗ４０ｍ×Ｈ７２ｍꎬ见图１ꎮ图１　计算域由于发动机喷管与导流槽的尺寸差异较大ꎬ采用分块网格技术ꎬ将整体计算域划分为六面体结构化网格ꎬ网格总数约为２９５００００个ꎬ见图２、３ꎮ图２　计算域整体及局部网格图３　导流槽网格３　流场及声场数值计算结果湍流模型选用ＳＡＳꎬ迭代步长５×１０－６ｓꎬ流动数值求解得到单侧导流槽排导的流场分布ꎬ某时刻马赫数等值曲线见图４ꎮ设置监测点位置见表１ꎬ其中监测点１－４号位于＋Ｚ向ꎬ监测点７￣１－７￣８号位于地面ꎮ各位置噪声时间历程曲线

如图５、６所示ꎮ各位置等间隔声压级谱曲线见图８、９ꎮ表１　监测点位置坐标

位置坐标１２３４９Ｘ/ｍ００００－２１.５Ｙ/ｍ００００－１７Ｚ/ｍ４６３４２２１０.５－６位置坐标７￣１７￣２７￣３７￣４７￣５７￣６７￣７７￣８Ｘ/ｍ００－１５１５１０.５－１０.５－１０.５１０.５Ｙ/ｍ１５－１５００－１０.５１０.５－１０.５１０.５Ｚ/ｍ００００００００

图４　马赫数等值线(０.１５ｓ时刻)图５　监测点１－４时间历程(＋Ｚ向)

图６　地面监测点时间历程(０ｍ) 从图７的计算结果可见ꎬ当监测点的＋Ｚ坐标

值变大时ꎬ起始响应峰值发生时刻逐渐延迟ꎬ这是因喷流噪声从喷口向远处传播延时所致ꎬ图７还表明ꎬ该传播延迟特性随高度变化呈线性变化规律ꎮ图６显示ꎬ地面噪声监测点时域曲线沿Ｙ向