单喷管液体火箭发射喷流噪声模拟试验研究

陈劲松，曾玲芳，胡小伟，范 虹

（北京航天发射技术研究所，北京 100076）

单喷管液体火箭发射喷流噪声模拟试验研究

陈劲松＊，曾玲芳，胡小伟，范 虹

（北京航天发射技术研究所，北京 100076）

针对捆绑式运载火箭发射噪声问题，研制了一种相对简化的单喷管液体火箭发射喷流噪声模拟试验系统，开展了发射喷流噪声模拟试验研究。研究表明：受发射平台结构扰动效应影响，空间高度方向发射喷流噪声变化规律不同于自由喷流噪声变化规律，但不同测点之间噪声声压级随时间变化规律存在相似性；发射喷流噪声频谱存在宽频特性，同时还存在突出倍谐频啸叫特征或突出单基频啸叫特征。发射喷流噪声模拟试验过程中综合了喷流流场研究，研究发现：喷流噪声声压时域变化规律与发动机工作压力、喷流流场压力时域变化规律也存在相似性。

发射喷流噪声；模拟试验研究；噪声声压；噪声声压级；噪声频谱

0 引 言

运载火箭发射起飞阶段，受发射系统干扰及多喷管发动机喷流噪声自身耦合效应影响，发射喷流噪声声压级峰值往往超过170dB。高声强喷流噪声对运载火箭、发射系统均存在严重影响。为确保运载火箭安全发射，包括欧空局在内国外很多国家航天部门已投入巨资研究运载火箭发射喷流噪声，以研发配套噪声控制技术。虽然运载火箭发射喷流噪声与发射技术，特别是体现发射技术的具体发射系统结构扰动，关系密切。但是发射系统结构扰动条件下发射喷流噪声数值模拟难度很大，而且数值模拟自身也需要试验验证，因此国外针对运载火箭发射喷流噪声的研究往往依托专项试验条件开展，并在具体研究过程中付出了大量艰辛劳动以解决试验研究中出现的技术问题［23］。

近些年，我国围绕正在开发的新一代捆绑式运载火箭发射喷流噪声问题启动了具体研究。新一代发射技术立足带井字梁的发射平台（如图1所示），该发射平台采用组合矩形导流孔。与国外发射喷流噪声研究历程类似，我国发射喷流噪声研究第一步也是通过试验研究喷流噪声规律。本文针对捆绑式运载火箭发射噪声问题，研制了一种相对简化的单喷管液体火箭发射喷流噪声模拟试验系统，开展了发射喷流噪声模拟试验研究。

图1 中国运载火箭发射技术方案示意图Fig.1 Launching technique sketch of China launch vehicle

1 研究方法及研究方案

对开展的发射喷流噪声研究方法及研究方案做说明如下：

1）发射喷流噪声不可能依托小子样发射试验研究或发动机试车试验研究，只能依托有限条件小尺度模拟试验开展。充分考虑运载火箭发射平台组合矩形导流孔结构方案及喷淋喷嘴阵列干扰效应，同时考虑液体火箭发动机技术复杂性，发射喷流噪声试验研究初期采用单喷管液体发动机条件，即研究单喷管液体火箭发射喷流噪声，暂不考虑多喷管喷流彼此之间干扰及台面其它复杂结构的干扰效应。“单喷管发动机与单导流孔、组合喷水喷嘴”集成单元试验条件是后续模拟运载火箭多喷管喷流噪声研究的基础，也是后续研究结果相似性推演的基础。

2）单喷管液体火箭喷流条件由模拟发动机结构及其产生的喷流介质控制。对于喷流介质条件，基于已有大量的文献已得到的冷态喷流噪声规律，结合小尺度条件高温、高燃压喷流介质烧蚀热防护问题难以解决的现状，立足循序渐进思想，试验采用相对过量空气-煤油燃烧方式生成介乎于冷态喷流介质与真实喷流介质之间的模拟喷流介质（见表1），该喷流介质条件下模拟发动机可以长时间重复使用。尽管“单喷管发动机与单导流孔、组合喷水喷嘴”集成单元试验条件具备后续结构相似性推演基础，但当前试验发动机与原型发动机或全尺寸发动机喷流条件，特别是来流压力、温度并不存在严格意义的相似性关系［1］，当前试验仅立足于上述集成单元条件下进行喷流噪声基本规律及机理探索性研究，后续将拓展喷流噪声试验条件、试验内容，实现试验研究的渐进性与相似性。

3）为模拟喷流噪声的高声强效应，设计模拟发动机喷流噪声功率不低于140dB。高声强噪声环境采用“一”型阵列声压传感器测量喷流噪声规律，该“一”型阵列声压传感器布置于高刚度组合测试杆上，调整测试杆离喷流轴线距离、离喷口相对高度实现测试点空间位置的动态调整。实际试验采用两组“一”型阵列声压传感器彼此校验测试数据的可信度。

4）采用高度可调并兼具流场测试功能的挡流板，模拟发射平台台面扰动喷流时的喷流噪声变化规律，同时可以研究喷流流场压力与喷流噪声声压关系。

开发的立式单喷管液体火箭发射喷流噪声试验系统方案如图2所示。

图2 单喷管液体火箭发射喷流噪声试验系统方案示意图Fig.2 Conceptual drawing of launching jet noise test system for single-nozzle liquid rocket

立式单喷管液体火箭发射喷流噪声试验模拟发动机参数如表1。

表1 试验模拟发动机参数Table 1 Parameters of test engine

2 研究内容及研究结果

2.1 试验系统实景

立式单喷管液体火箭发射喷流噪声试验红外实景照片如图3。

图3红外照片显示了喷流流场分布情况，也显示了喷流受挡流板阻挡后加热挡流板导致挡流板表面温度较高的现象。试验红外热像仪分辨率不足，尚不能清晰地分辨喷流内部结构信息。

图3 喷流噪声试验红外实景照片Fig.3 Infrared cutting－photo of jet noise test

2.2 空间不同测点位置喷流噪声声压级变化关系

试验记录了空间不同位置噪声声压数据，据此绘制不同测点声压级典型对比曲线如图4。图中n1、n2为测点序号，SPL为噪声声压级英文名称缩写，参考声压2×10－5Pa。

图4 空间不同位置噪声声压绘制不同测点声压级典型对比曲线Fig.4 Time domain contrasting SPL curves about jet noise from different test points

图4显示两个不同位置噪声测点声压级曲线总体起伏规律基本一致，即噪声声压级随时间变化规律总体一致。不同位置噪声声压级曲线存在相似特性，表明不同位置噪声测点声压变化均受同一股喷流来流扰动、传播控制，并且在空间没有其它剧烈扰动因素干扰情况下，喷流来流控制占据主要因素。图4也显示不同位置噪声测点声压级曲线在局部时间段存在细节差别，造成该细节差别的原因在于喷流噪声传播、扰动空间方向上叠加存在差异。

2.3 喷流噪声频谱特性

基于试验声压记录数据可开展发射喷流噪声频谱特性分析。分析发现存在如下典型频谱特性。

图5、图6显示，对于高声强发射喷流噪声（试验条件下喷流噪声声压级均超过135dB），噪声频谱曲线显示在频率10～30kHz范围内，喷流噪声声压级分布连续，并且对应频率声压级均较高，充分说明发射喷流噪声存在宽频特征。发射喷流噪声主要由喷流流场产生，发射喷流噪声存在宽频特征表明喷流内部流动存在宽频特性。

图5 存在突出倍谐频啸叫特征的喷流噪声频谱曲线Fig.5 Jet noise frequency spectrum with conspicuous multiple screaming frequencies

图6 存在突出单基频啸叫特征的发射喷流噪声频谱曲线Fig.6 Jet noise frequency spectrum with conspicuous single screaming frequencies

图5、图6同时显示高声强发射喷流噪声存在突出的啸叫现象，并且这类啸叫现象又分为两类：一类是噪声频谱存在突出倍谐频啸叫特征，试验条件下基频为2.26kHz，倍谐频为4.52kHz；另一类是噪声频谱存在突出单基频啸叫特征，试验条件下单基频为2.53kHz。造成高声强发射喷流噪声存在啸叫现象的原因应与喷流特殊的流场结构有关。当前初步推断与喷流激波直接有关。喷流激波类似一堵无形的墙，高速来流冲击该墙的“锤击”效应形成啸叫。至于倍谐频现象，则需要进一步研究分析。

2.4 喷流噪声声压级随高度变化规律

试验记录喷流噪声测试杆上各测点噪声声压级随高度变化关系见图7，图中横坐标数值对应相对喷口高度，横坐标负数值表示在喷口下方离喷口实际距离。

图7 各测点噪声声压级随高度变化曲线Fig.7 SPL curve along height about noise test points

当前，没有发射平台、导流设施或挡流板结构扰动条件下的无障碍自由喷流流动产生的噪声研究已经取得系列成果。文献［3］基于无障碍自由喷流流动噪声规律研究提出了空间不同位置自由喷流噪声声压估算公式，基于该公式，可以估算采用本试验系统模拟发动机条件下自由喷流噪声场测点位置噪声声压。将估算声压与图7试验测试结果进行对比，得到图8的对比曲线。

图8 噪声声压级理论预示与试验对比曲线Fig.8 Comparison of SPL along height between test and prediction

图7、图8显示，喷流噪声测试杆上噪声测点离喷口下方一定距离处（－500mm左右）喷流噪声声压级较低，而自由喷流噪声声压级在此处原该出现峰值。喷口上方（即沿箭体方向）喷流噪声声压级幅度较缓并且明显高于预测值。两个方面的明显差异充分说明模拟发射平台扰动条件下，原向下传播并增强相应位置处声压级的噪声，改为向上反射，增强了喷口上方噪声测点声压级。这也解释了发射起飞阶段箭体喷流噪声声压较强原因所在，同时进一步说明研究发射喷流噪声不能忽略具体发射平台的干扰效应。

2.5 喷流噪声声压与发动机工作压力、喷流流场压力关系

基于试验记录数据绘制喷流噪声声压与发动机工作压力对比曲线如图9，喷流噪声声压与喷流流场压力对比曲线如图10。

图9、图10显示，尽管喷流噪声声压存在局部细节波动，喷流流场压力也存在局部波动，但噪声测试杆上噪声测点记录的噪声声压随时间变化规律与发动机工作压力随时间变化规律、喷流流场压力随时间变化规律总体一致。因此，在小尺度试验研究相对充分、系统的条件下，可以基于发动机工作压力、喷流流场压力测定值估算或预示发射喷流噪声压力，也为高声强噪声传感器测试能力不足、数值模拟能力不足的现实情况下，利用小尺度试验喷流噪声结果推演真实发射试验喷流噪声奠定了相关研究基础。

图9 喷流噪声声压与发动机工作压力对比曲线Fig.9 Comparison curves between sound pressure of jet noise and working pressure of engine

图10 喷流噪声声压与喷流流场压力对比曲线Fig.10 Comparison curves between sound pressure of jet noise and pressure of jet flow

3 结 论

基于捆绑式运载火箭发射技术特点，设计了相对简化的单喷管液体火箭发射喷流噪声模拟试验系统结构方案，提出了高声强噪声测试思路，完成了发射喷流噪声模拟试验系统研制，以及多次发射喷流噪声模拟试验研究，获取了比较系统的发射喷流噪声模拟试验数据。

（1）发射喷流噪声模拟试验研究发现：空间不同高度相关测点噪声声压级随时间变化规律存在相似性；受发射平台扰动效应影响，空间高度方向发射喷流噪声变化规律不同于自由喷流噪声变化规律。

（2）发射喷流噪声模拟试验得到的声压频谱曲线显示，在频率很宽范围内喷流噪声声压持续较高，即发射喷流噪声频谱存在宽频特性。喷流噪声频谱曲线还显示存在突出倍谐频啸叫特征或突出单基频啸叫特征。

（3）发射喷流噪声模拟试验还研究了喷流噪声声压与发动机工作压力、喷流流场压力关系。研究发现喷流噪声声压与发动机工作压力、喷流流场压力之间也存在相似性，为后续基于发动机工作压力、喷流流场压力预测发射喷流噪声压力提供了研究基础。

发射喷流噪声模拟试验系统受模拟条件限制，特别是模拟发动机工作条件限制，尚不足以建立模拟试验与真实发射试验之间的演绎关系。因此，相关规律尚不足以直接外推到实际发射试验喷流噪声规律，需要进一步拓展模拟试验条件。

［1］ Chen J S，Ma H Y，Lin Y，The similarity parameters of subscale test for simulating dynamics of launch combustion-gas jet［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2005，23（3）：307-311.陈劲松，马鸿雅，林禹.火箭发射燃气喷流缩比试验相似参数［J］.空气动力学学报，2005，23（3）：307-311.

［2］ GélyD，Elias G，Bresson C.Reduction of supersonic jet noiseapplication to the Ariane 5launch vehicle［R］.AIAA 2000-2026.6th AIAA／CEAS Aeroacoustics Conference.Lahaina，Hawaii，2000.

［3］ Kandula M，Vu B.On the scaling laws for jet noise in subsonic and supersonic flow［C］／／9th AIAA／CEAS Aeroacoustics Conference and Exhibit.Hilton Head，South Carolina，2003.

Test on launch jet noise of liquid rocket with single nozzle

Chen Jinsong＊，Zeng Lingfang，Hu Xiaowei，Fan Hong
（Beijing Institute of Aerospace Launch Technology，Beijing 100076，China）

Based on the distinguishing launch technology of trapped launch vehicle，a simplified launch jet noise test system is designed and developed.The test system can be used to simulate jet noise and jet flow field about liquid rocket launching with single nozzle.Then the series of launch jet noise tests are accomplished.The test results show that the height domain SPL curves of launch jet noise are different from that of free jet noise，while changes of SPL along with time among different test points show the similar tendency，which is caused by the launch pad disturbing.The frequency domain SPL curves indicate that there are wide frequency characteristics and distinct screams about the launch jet noise，and the screams of launch jet noise usually have harmonic multiple frequencies or monophonic frequency.The launch jet flow field tests accomplished with the launch jet noise tests show that the developing tendencies of time domain SPL curves of launch jet noise are also similar with that of the engine working pressure and the launch jet flow pressure.

launch jet noise；simulating test；sound pressure of noise；sound pressure level of noise；frequency spectrum of noise

V411.6

：Adoi：10.7638／kqdlxxb-2014.0052

2014-06-09；

2014-10-10

陈劲松＊（1973-），男，博士，研究员，主要从事空气动力学、发射技术研究.E-mail：cjs＿sy＿yunju＠aliyun.com

陈劲松，曾玲芳，胡小伟，等.单喷管液体火箭发射喷流噪声模拟试验研究［J］.空气动力学学报，2015，33（6）：818-822.

10.7638／kqdlxxb-2014.0052 Chen J S，Zeng L F，Hu X W，et al.Test on launch jet noise of liquid rocket with single nozzle［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（6）：818-822.

0258-1825（2015）06-0818-05