火箭发射燃气流噪声孔隙效应数值模拟研究

陈劲松，曾玲芳，吴新跃，王 南，李晓凉

（北京航天发射技术研究所，北京，100076）

0 引 言

火箭发射过程中，高温、高速燃气流在推进过程中伴随产生高声强噪声，这种强噪声进一步受发射平台结构扰动，使得燃气流噪声后续形成、传播机理和特性变得非常复杂。复杂燃气流噪声研究可以针对发射试验过程中的表征现象分别归类、逐步研究。这当中，发射平台的导流孔、发射平台与发射场坪间隙、发射平台与箭体之间的支承间隙等孔间隙是火箭起飞初期燃气流噪声最主要的通道，燃气流噪声经这些孔间隙向空间传播存在机理与特性类似特点，将这类经孔间隙传播的噪声归类为孔隙噪声，相应地，将孔隙噪声向空间传播影响作用归为孔隙效应。一些情况下，燃气流噪声孔隙效应甚至是火箭发射起飞阶段强噪声形成的主要原因。中国新型运载火箭大力发展的喷水降噪技术的目的之一就是抑制燃气流噪声的孔隙效应[1]。

过去火箭发射燃气流噪声受研究水平限制，主要依托实物试验途径[2～9]。近年来，受气动噪声数值模拟技术带动，开始应用数值模拟技术研究火箭发射燃气流噪声。本文探索了有限体积法与伽辽金有限元法结合的数值模拟技术，应用该技术实现了火箭自由飞行状态噪声数值模拟[10]，并总结了应用该技术开展的火箭发射燃气流噪声孔隙效应研究情况。

1 数值模拟模型及数值模拟方法

图1 火箭发射燃气流噪声孔隙效应实体模型Fig.1 The Solid Model for Hole Clearance Effect of Launch Jetflow Noise

当前气动噪声直接数值模拟方法难以应用于新型火箭复杂超声速燃气流噪声研究。本文采用混合数值模拟方法规避了超声速燃气流内部噪声声源确定以及声传播数值模拟的棘手问题，代之采用成熟、规范的亚声速等效声源提取方法以及亚声速声传播数值模拟方法[10]。为此，将数值模拟计算域分成燃气流核心区域和亚声速区域，燃气流核心区域包含箭体附近环境气体流动区域、喷管下方超声速流动区域，亚声速区域包含发射平台及其周围噪声传播区域，整个计算域如图2所示。图2中计算域省却箭体支承臂和台体支腿。

实际数值模拟进程中，先期利用有限体积法确定图2所示整个计算域瞬态燃气流场分布特性，依据瞬态燃气流分布信息确定燃气流核心区域包络边界压力、密度、速度波动信息，作为噪声传播的输入边界条件，也即数值声源条件，后期利用高阶伽辽金有限元法求解图2所示噪声传播区域含声波动特性的欧拉（Euler）方程：

式中Γα为网格单元拉格朗日插值型函数；φ为流场参数，代表密度、压力、速度参数；Fiφ为反映经过网格单元的流动特性函数，具体表述由欧拉方程展开形式得到；t为时间；xi为标序i的坐标方向；ni为标序i的网格单元法向单元矢量；V为标序α的网格单元体积；S为标序α的网格单元表面积。

图2 火箭发射燃气流噪声孔隙效应数值模拟计算域Fig.2 The Numerical Simulation Domain for Hole Clearance Effect of Launch Jetflow Noise

2 数值模拟结果

依据图1、图2所示火箭发射燃气流噪声孔隙效应模型，数值模拟主要研究了发射平台与场坪间隙、火箭安装高度间隙以及导流孔尺度3方面因素对噪声传播的影响。考虑发射平台与场坪间隙、火箭安装高度间隙以及导流孔尺度存在各种各样的孔间隙匹配方案，为避免多因素干扰，数值模拟研究时按单因素变化依序研究。类似地，为简化起见，研究过程中统一设定火箭发动机喷口马赫数为3.45。

2.1 发射平台跨度及其与场坪间隙对噪声传播影响

研究发射平台与场坪间隙对噪声传播影响时，首先选取一种孔间隙匹配方案：发射平台与场坪间隙ht=3.95de，火箭安装高度间隙he=0.00de（即喷口截面与发射台面处于相同高度），导流孔孔径dt=1.04de，发射平台跨度lt=34.58de，数值模拟结果如图3所示。图3中为方便说明，将核心区燃气流场静温分布云图与燃气流噪声场声压级分布云图一并显示，图3中声压级（Sound Pressure Level，SPL）参考声压为2×10-5Pa，文章下同。

图3 1000Hz燃气流噪声声压级云图Fig.3 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz

从图3可以看出，火箭安装高度无间隙、导流孔孔径等于火箭发动机喷口直径情况下，高声强噪声经发射平台与发射场坪间隙向发射场周围环境传播，当高声强噪声透射过发射平台与发射场坪间隙后，部分燃气流噪声开始向发射平台与发射场坪上方空间衍射，但总体对火箭箭体影响较小。

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当其它匹配参数不变情况下，将发射平台跨度减小为lt=15.82de时，火箭发射燃气流噪声场声压级分布如图4所示。

图4 台体跨度缩小1000Hz噪声声压级云图Fig.4 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Platform Sрan Reduced

发射平台跨度减少意味着燃气流经过平台与场坪间隙通道缩短，经发射平台台体外围向上衍射传播的燃气流噪声比较明显地影响了箭体，箭体中下部燃气流噪声声压级提高5 dВ左右。

为进一步研究发射平台跨度对燃气流噪声传播的影响，选取另一种孔间隙匹配方案：发射平台与场坪间隙ht=3.95de，火箭安装高度间隙he=0.00de，导流孔孔径dt=1.98de，发射平台跨度lt=∞，数值模拟结果如图5所示。

从图5可以看出，台体结构跨度无限大时，影响箭体的燃气流噪声主要是发射平台导流孔入口附近向台体上方衍射的燃气流噪声，但这种衍射噪声较小，影响箭体中部的噪声声压级仅120 dВ，这种现象充分验证发射平台结构屏蔽作用突出，从声学角度合理控制发射平台跨度是必要的。图3～5也从另一角度说明经发射平台与发射场坪间隙的燃气流透射噪声占比突出，发展噪声控制技术应持续关注这种透射噪声，以及由此产生的衍射噪声。

图5 台体跨度无限大时1000Hz噪声声压级云图Fig.5 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Rocket Platform Sрan is Infinite

2.2 安装高度间隙对噪声传播影响

火箭安装高度间隙he=0.00de时，喷口截面与发射台面处于相同高度，该间隙条件燃气流噪声传播特性已经在图3中说明，这里给出火箭安装高度间隙略增加（he=0.05de）对噪声传播的影响，如图6所示。

图6 安装高度间隙增加0.05de时1000Hz噪声声压级云图Fig.6 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Rocket Installation Height Gaр Is Increased 0.05de

图6显示了当火箭安装高度间隙略增加时，燃气流噪声经火箭安装高度间隙向台面及台体上方空间衍射，造成箭体周围燃气流噪声强度增加，相对图3，箭体中部附近燃气流噪声声压级增加3 dВ。

火箭安装高度间隙由he=0.05de增加he=0.20de时，研究发现燃气流噪声进一步增强，如图7所示。

从图7可以看出，火箭安装高度间隙进一步增加后，燃气流噪声趋于向箭体附近传播，经安装高度间隙衍射的燃气流噪声声压级随之增加约3 dВ左右。

数值模拟研究发现，随着火箭安装高度间隙进一步增加，燃气流噪声甚至会得到大幅度提升，如图8所示。

图7 安装高度间隙增加0.20de时1000Hz噪声声压级云图Fig.7 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Rocket Installation Height Gaр is Increased 0.20de

图8 安装高度间隙增加0.75de时1000Hz噪声声压级云图Fig.8 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Rocket Installation Height Gaр is Increased 0.75de

从图8可以看出，火箭安装高度间隙增加至0.75de时，箭体中部及上部噪声声压级增幅均超过12 dВ。形成图8所示向台体上方传播的燃气流强噪声的原因可结合图9燃气流静温分布云图说明。

图9 发射平台导流孔附近燃气流静温分布云图Fig.9 Static Temрerature Cloud Maр near Diversion Hole in Launch Plateform

由图9可知，火箭安装高度间隙进一步增加后，经火箭发动机喷管喷出的高温、高速燃气流已经不能全部经发射平台导流孔排导，部分高温、高速燃气流改由发射平台台面向周围反溅、漫延，正是这部分反溅燃气流形成较强的反射噪声，使得箭体周围燃气流噪声强度相应大幅度增加。

2.3 导流孔尺度对噪声传播影响

图9也反映导流孔尺度较小时，燃气流难以全部经导流孔顺畅排导，会形成较强的反射噪声。在确保燃气流顺畅排导情况下，导流孔尺度变化对噪声传播影响结果可结合图10、图11说明。

图10 导流孔孔径为1.38de时1000Hz噪声声压级云图Fig.10 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Diversion Hole Diameter is 1.38de

图11 导流孔孔径为2.79de时1000Hz噪声声压级云图Fig.11 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Diversion Hole Diameter is 2.79de

对比图10、图11可以看出，导流孔孔径扩大并且都满足顺畅排导情况下，导流孔孔径扩大一倍时，经导流孔向上衍射的燃气流噪声声压提高近6 dВ，造成这种现象的原因是孔径扩大时，相应经导流孔入口截面向上衍射的燃气流噪声流通截面增加，向上传播的燃气流噪声相应增强。图10、图11同时显示，即使燃气流顺畅地由发射平台导流孔、发射场坪导流孔向下排导，发射平台与发射场坪间隙噪声依然保持极强的传播特性，这部分燃气流透射过发射平台与发射场坪间隙继续向上衍射并与导流孔附近衍射噪声叠加，共同对箭体周围噪声产生影响。

3 试验验证

围绕燃气流噪声孔隙效应，构建了专项燃气流噪声试验系统，首次运用声源成像技术捕捉试验过程中强噪声声源，检验孔隙附近是否存在强噪声现象。试验声源成像技术基于Вeamforming声源识别原理，利用噪声声压阵列传感器测试指定时刻传感器间声压细微差别，推算试验时刻相对较强噪声声源位置以及声源轮廓形状。当几个噪声源强度接近时，它就会同时显示噪声源。声源成像仪资料照片如图12所示，试验过程声源成像结果如图13所示。

图12 声源成像仪资料照片Fig.12 The Photo of Noise Sound Source Imager

图13 燃气流噪声模拟试验声源成像Fig.13 Image of Acoustic Source in Simulation Test for Jet Flow Noise

图13中试验过程燃气流强噪声位于发射平台与发射场坪间隙，说明数值模拟客观反映了燃气流强噪声主要经该间隙向外传播的现象。需要指出的是，图13中发射平台与发射场坪间隙是环绕发射平台周边的，但实现过程中声源成像仪仅捕捉了单侧燃气流强噪声现象，另外，声源成像分辨率也不足，例如声源轮廓显示的尖锐棱边现象，后续试验仍需探索声源成像测试改进方法。

4 结束语

本文综合非定常燃气流场数值模拟方法、伽辽金有限元声传播数值模拟方法，实现并完成了火箭发射燃气流噪声孔隙效应精细化理论研究，通过理论研究确认孔隙效应客观存在，并且孔隙效应和发射平台与发射场坪间隙、箭体安装高度间隙与导流孔直径等因素匹配密切相关。

孔隙效应条件下，发射平台与发射场坪间隙是燃气流强噪声的主要传播途径，限制发射平台结构跨度在适度范围内能够有效控制经该间隙的燃气流噪声强度及传播特性。研究同时发现，一定范围内提高箭体安装高度间隙、导流孔孔径会造成向箭体传播的燃气流噪声增强现象，但导流孔孔径较小也易造成燃气流直接冲击发射平台形成强反射噪声。

孔隙效应不局限于已经研究的结果，实际上发射平台与发射场坪间隙大小、发射场坪导流孔大小甚至发射场导流槽出口因素也会对间隙效应造成影响，这方面的研究尚未开展，建议继续开展研究，分析相关因素影响机理及效果。