輕型火箭發射噪聲場的分布特性*

張 磊,阮文俊，王 浩，王鵬新

(1.南京理工大學能源與動力工程學院,江蘇 南京 210094;2.中國白城兵器試驗中心,吉林 白城 137001)

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輕型火箭發射噪聲場的分布特性*

張 磊1,阮文俊1，王 浩1，王鵬新2

(1.南京理工大學能源與動力工程學院,江蘇 南京 210094;2.中國白城兵器試驗中心,吉林 白城 137001)

為了解小火箭發射噪聲特性及其在噴口外圍的聲壓場分布規律，針對燃氣射流產生噪聲問題進行了實驗研究和數值計算。討論了超聲速射流噪聲的3個主要成分(湍流混合噪聲、嘯音和寬帶激波相關噪聲)及相關特點，指出它們產生的根本原因是湍流射流的速度擾動。通過分析不同實驗測點的射流噪聲聲壓級峰值，得到了燃氣射流噪聲在軸向和徑向上的分布規律，即隨著離噴口距離的增大，軸向噪聲的衰減程度大于徑向。在實驗基礎上，利用大渦模擬與FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)聲學比擬相結合的方法對燃氣射流噪聲的聲學特性進行計算。結果表明，此方法獲得的計算結果與實驗結果吻合較好，可為進一步研究射流噪聲控制提供參考。

流體力學；聲壓級；大渦模擬；火箭發射噪聲；燃氣射流

一般武器發射時都會產生強烈的脈沖噪聲，對人體、儀器設備、機械結構都可能帶來損傷，甚至影響發射的安全性[1]。對于單兵火箭更為突出，它的尾噴管出口離射手和地面都較近，其發射環境會給射手身體和心理帶來嚴重危害。因此，關于火箭發射噪聲的研究一直備受關注。火箭發射噪聲主要是指火箭燃氣射流噪聲，其主要是由高速燃氣射流和周圍相對靜止的大氣劇烈地摻混而形成的，燃氣射流形成噪聲的物理機制非常復雜，涉及到湍流、渦流等方面的內容。對燃氣射流噪聲已有較多研究。D.Gely等[2]對Ariane 5運載火箭發射過程中產生的燃氣射流噪聲進行了系統實驗研究。S.A.Mcinerny[3]對固體推進劑火箭系統所產生的噴流噪聲進行了初步研究。張彬乾等[4]對亞音速和非設計狀態超音速射流噪聲場進行了實驗研究。徐強等[5]對單室雙推力復合推進劑火箭發動機射流近場噪聲進行了實驗與分析。汪海洋等[6]研究了噴嘴唇口的厚度、形狀對超音速噴流噪聲中嘯音成分的影響。韓磊等[7]通過實驗討論了噴管尺寸對火箭發動機噴流噪聲的影響。馬宏偉等[8]對便攜式火箭的脈沖噪聲問題進行了實驗測試，分析了發射噪聲的形成過程。虞悅威[9]利用小波分析理論分析了單兵肩射式火箭燃氣射流脈沖噪聲信號，并設計了相應的噪聲抑制器。這些研究大多是通過實驗分析噴管下游的聲場，未涉及噴口上游，且數值方法研究較少。

本文中主要以單兵火箭發射為背景，針對火箭燃氣自由射流脈沖噪聲近場的分布規律及其特性進行實驗研究；考慮到人機工程問題，重點討論火箭燃氣射流在噴口外圍的聲學特性；運用大渦模擬與FW-H聲學模型相結合的方法計算得到射流羽流場和噪聲場分布，并與實驗結果進行對比。

1 實驗裝置與測試方法

本實驗是在地形開闊的空地上進行的，濕度小于50%；環境溫度為24 ℃左右；風速小于3級。實驗裝置系統的布局如圖1所示，主要是由發射管、火箭發動機、傳感器以及瞬態記錄儀組成。在實驗中采用壓電式傳感器測量火箭發射噪聲，其集電荷放大器于一身。實驗時主要采用KISTLER系列211B4和211M150兩種型號的傳感器，固有頻率為500 kHz，其主要是利用石英晶體的壓電效應原理來測量的。由于火箭發射噪聲具有極強的脈動特性，使得采集系統要具備頻帶寬、采樣頻率高、存儲容量大等特點，實驗時采用JV5200瞬態記錄儀。噴管喉徑Dt=78 mm，出口直徑De=115 mm，見圖2。

圖2 噴管結構示意圖Fig.2 Schematic structure of the nozzle

實驗中，為了探討火箭燃氣射流在噴口上游的聲場分布特性，超壓傳感器沿著發射管軸向和徑向布置，以噴口中心為基點，測點具體布置位置如表1所示，軸向和徑向測點都是均勻分布的。

實驗工作原理：利用電點火裝置點燃填充在燃燒室里的火藥，產生高溫高壓的燃氣；當燃燒室的壓力增加到一定水平時，噴管喉部的堵蓋突然釋放，燃氣射流形成一個前沿激波；緊接著這個前沿激波的，是靜止的空氣與高溫、高壓推進劑燃氣之間的接觸面，該接觸面以超音速運動形成初始沖擊波；當沖擊波經過壓力傳感器時，傳感器將采集到的沖擊波壓力信號轉換為電信號，經過電荷放大器放大處理后，再傳輸到瞬態記錄儀。

表1 測試點的位置坐標(x/De,y/De)Table 1 Position coordinates measurement points (x/De,y/De)

2 實驗結果及分析

圖3是火箭發射時在A3、A2以及A1點測得的脈沖噪聲聲壓-時間曲線。從A2(射手耳朵位置)曲線可以明顯看出，它由3部分組成:第1部分是湍流混合噪聲，是火箭發動機燃燒產物流出超音速氣流的邊界湍流層形成的強噪聲部分，峰值強度為17.68 kPa，其后形成一負壓區;其次是位于圖中的離散純音成分，即嘯聲,其峰值27.55 kPa明顯高于其他部分，說明嘯聲在噴口上游占主導地位;在嘯聲右邊的是寬帶激波相關噪聲，與其他部分超聲速射流噪聲的特點不同。寬帶激波相關噪聲和嘯聲都是由于燃氣射流的不完全膨脹所導致的[10]。

圖3(a) 測點A2處噪聲聲壓時域信號Fig.3(a) Time-domain signals of noise sound pressure at measurement point A2

在測點A3和A1的圖中也能清楚看到湍流混合噪聲、嘯聲以及寬帶激波相關噪聲3種成分。隨離噴口距離的增加，2個峰值都減小，特別是嘯聲峰值衰減更明顯，在測點A1處減小到13 kPa，而湍流混合噪聲峰值減小到12.4 kPa。離噴口距離越近，2個峰值越提前出現，但其出現的時間間隔基本不變，約2 ms，嘯聲峰值在測點A3的圖中出現在2 ms之前，其延遲到3.6 ms時才在測點A1的圖中出現。

圖3(b) 測點A3處噪聲聲壓時域信號Fig.3(b) Time-domain signals of noise sound pressure at measurement point A3

圖3(c) 測點A1處噪聲聲壓時域信號Fig.3(c) Time-domain signals of noise sound pressure at measurement point A1

圖3中的縱坐標代表測點的超壓值，其聲壓級大小可以表示為:

Lp=20 lg (p/p0)

式中：p為有效聲壓值；基準聲壓p0=2×10-5Pa。

圖4為在軸向上燃氣射流噪聲聲壓級峰值的分布曲線圖，測點的噪聲聲壓級峰值隨著測點離噴口距離的增大呈衰減趨勢。由圖中曲線的變化可以看出，隨著離發射管的徑向距離變大，射流噪聲聲壓級峰值在軸向上的衰減程度逐漸減小。在軸向A位置，A4處的噪聲聲壓級峰值為194.7 dB，到A1處時，其降低為176.3 dB；而在軸向C，噪聲聲壓級峰值由187.1 dB衰減到177.2 dB。燃氣射流噪聲聲壓級峰值在徑向上的變化趨勢如圖5所示，隨著離噴口軸向距離的增加，聲壓級峰值在徑向的衰減趨勢逐漸減弱，直到徑向1時，A1、B1、C1處的聲壓級峰值分別為176.3、176.0、177.2 dB，變化較小。以A4點為基準，經過軸向距離3.48De(點A3)后聲壓級峰值衰減到186.8 dB，而經過徑向距離3.48De(點B4)后聲壓級峰值衰減到191.3 dB；同樣以A4點為基準，經過軸向距離6.95De(A2點)后聲壓級峰值衰減到182.8 dB，而經過徑向距離6.96De(點C4)后聲壓級峰值衰減到187.1 dB。因此，噪聲聲壓級峰值在軸向上衰減比徑向上快。

圖4 噪聲聲壓級峰值隨軸向距離的分布Fig.4 Peak of sound pressure level along the axial direction

圖5 噪聲聲壓級峰值隨徑向距離的分布Fig.5 Peak of sound pressure level along the radial direction

3 數學模型與數值方法

對非穩態流場采用大渦模擬方法，其基本思想是直接計算湍流中的大尺度脈動，而對小尺度脈動作模型假設。大渦模擬的控制方程是對N-S方程在波數空間或者物理空間進行過濾得到的。過濾的過程是去掉比過濾寬度或者給定物理寬度小的渦旋，從而得到大渦旋的控制方程[11]：

亞格子尺度模型選用Smagorinsky渦黏性模型。在非穩態流場的基礎上,通過求解FW-H方程,來獲得遠場某點的噪聲,是計算聲學的基本過程。FW-H方程表達式可以寫成如下形式[12]：

從方程的結構可以發現，方程求解主要是面積分和體積分的求解，其右邊的3項分別代表四極子、偶極子和單極子聲輻射源。當高速燃氣噴射到靜止空氣中時，湍流產生大量旋渦，方程右邊第1項中的應力張量發生變化，會產生四極子輻射源。因此，火箭燃氣射流噪聲的主要聲源是四極子。

對燃氣射流非穩態流場的計算主要采用有限體積法對方程進行離散。為了提高計算精度，基于通量差分分裂法，利用二階中心差分格式對黏性通量進行求解，對無黏通量采用三階精度的MUSCL格式[13]。

4 計算結果與實驗結果的比較

為了驗證計算方法和模型的有效性，將燃氣射流噪聲實驗結果和計算結果進行比較。計算模型與實驗模型的結構和尺寸都相同。由于燃氣的黏性效應，會對噴管出口周圍相對靜止的大氣產生引射作用，進而對噴管上游產生影響，因此計算區域還應包含部分噴管上游區域。計算區域的軸向長度60De，徑向取30De，如圖6所示。在噴管入口處選擇壓力入口邊界，總壓為28 MPa，總溫為2 400 K；外場邊界條件采用壓力出口，壓力為101.325 kPa，溫度為300 K；噴管壁面采用絕熱、無滑移壁面條件，選用標準壁面函數處理邊界湍流，聲源面則采用內部邊界條件，燃氣近似為可壓理想氣體。選擇5×10-6s作為非穩態計算的時間步長。為了劃分結構網格，將整個計算區域分割成若干個子區域，在噴管出口及聲源面內部對網格加密，其尺寸要小于1/6波長，具體如圖7所示。噪聲接受點按照圖1中A、B軸向分布，共布置了8個監測點，其坐標點如表1所示。

圖6 計算區域及邊界條件Fig.6 Computational domain and boundary conditions

圖7 計算區域網格劃分Fig.7 Grid of computational domain

圖8是燃氣射流在噴口上游的A、B軸向的聲場分布，可以看出計算得到的聲壓級峰值與實驗值整體分布規律基本一致，且出現的時間也較接近。隨著離噴口的軸向距離變大，測點的聲壓級峰值逐漸減小。在A軸向上從A4到A1噪聲聲壓級峰值減小了15.6 dB，而在B軸向經過相同的距離才衰減10.8 dB，可以很明顯地看出噪聲聲壓級峰值在A軸向衰減的速度比B軸向快。在A軸向上A2處計算值與實驗值的聲壓級相差最大，其差值只有5 dB，相對誤差僅為2.6%，在B軸向上兩者的相對誤差在3%以內，其主要是由計算中網格質量和實驗各種外界因素造成的，滿足工程要求。總體來說，這種方法較好地預測了燃氣射流在噴口上游聲場的分布。

圖9為射流流場的渦量分布圖，從圖中可以明顯看到大渦的發展、形成和配對的過程。當燃氣從噴口流出時，氣流沖擊和剪切附近的靜止空氣，由于Kelvin-Helmholtz不穩定效應，卷吸周圍的非湍流流體，從而形成渦的結構，見圖9(a)。隨著向下游的運動，大渦開始脫落(圖9(b))，受到亞諧擾動的作用，相鄰的兩渦相互靠近，逐漸形成渦的合并配對(圖9(c))，并在此過程中大渦自身誘導破裂。大渦向小渦的撕裂過程是產生射流噪聲的主要聲源之一[8]，因此選取的聲源面要包含主要的渦結構。

圖8 計算與實驗結果的比較Fig.8 Comparison of calculated and experimental values

圖9 瞬態渦量分布Fig.9 Instantaneous vorticity structure

5 結 論

(1)利用大渦模擬與FW-H相結合的聲類比法計算得到的射流噪聲與實驗結果在變化趨勢上是基本一致的，兩者的相對誤差在3%以內，噪聲在B軸向比A軸向衰減速度快。說明采用該方法能夠有效地預測自由射流噪聲，可為后續的燃氣射流噪聲理論研究奠定基礎。

(2)火箭燃氣射流噪聲是由燃氣射流與周圍靜止大氣劇烈摻混而產生的，主要包含湍流混合噪聲、嘯聲和寬帶激波相關噪聲等。嘯聲峰值明顯高于其他部分，在噴口上游占主導地位。隨著離噴口距離的增大，2個峰值都減小，其出現的時間也都延遲，但2個峰值的時間間隔基本不變。

(3)在噴口上游，隨著離噴口距離的增大，射流噪聲聲壓級峰值在軸向的衰減逐漸變弱，在徑向的衰減也逐漸變小。以A4點為基準，經過距離3.48De、6.96De時，噪聲在軸向上的衰減比徑向上快。

今后的工作重點將是根據文中燃氣射流流場渦量和噪聲分布，提出相應的措施通過改變流場結構和湍流強度來降低射流噪聲。

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(責任編輯 張凌云)

Distribution characteristics of rocket launching noise field

Zhang Lei1, Ruan Wen-jun1, Wang Hao1, Wang Peng-xin2

(1.SchoolofEnergyandPowerEngineering,NanjingUniversityofScienceandTechnology,Nanjing210094,Jiangsu,China；2.ChinaBaichengWeaponTestCentre,Baicheng137001,Jilin,China)

To investigate the characteristics of rocket launching noise and the acoustic distribution around the nozzle，the gas jet noise was studied experimentally and numerically. Three main components (turbulent mixing noise, screech tone and broadband shock noise radiation) and respective features of supersonic jet noise were explored, which revealed that the speed disturbance of the turbulent jet is the principal factor influencing noise radiation. The sound pressure level peaks of the jet noise at different test points were analyzed, and the distribution rule of the jet noise was got in the axial and radial directions. The investigated results show that with increasing the distance from the nozzle exit, the attenuation of noise in the axial direction is higher than that in the radical direction. Based on the experiments, the sound pressure level peaks of the supersonic jet noise were calculated by large eddy simulation and Ffowcs Williams-Hawkings acoustic analogy. The calculated results are in agreement with the experimental ones, which can provide reference for further study of controlling jet noise.

fluid mechanics; sound pressure level; large eddy simulation; rocket launching noise; gas jet

10.11883/1001-1455(2015)05-0735-06

2014-02-19；

2014-07-10

國家自然科學基金項目(51305204)

張 磊(1987— )，男，博士研究生,13770568711@163.com。

O354 國標學科代碼： 13025

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