導流槽和混合比對發動機噴流噪聲特性影響實驗研究

張津澤，徐珊姝，王國輝，胡春波

（1. 北京宇航系統工程研究所，北京，100076；2. 西北工業大學，西安，710072）

導流槽和混合比對發動機噴流噪聲特性影響實驗研究

張津澤1，徐珊姝1，王國輝1，胡春波2

（1. 北京宇航系統工程研究所，北京，100076；2. 西北工業大學，西安，710072）

為分析研究火箭發動機噴流噪聲特性的影響因素，設計了火箭發動機噴流噪聲實驗系統；采用 BK數據采集系統及噪聲處理軟件進行噪聲數據的采集和分析，研究發動機混合比以及導流槽對火箭發動機噴流噪聲特性的影響。結果表明：隨著發動機混合比的上升，發動機從富燃燃燒狀態轉換到富氧燃燒狀態，噪聲聲壓級降低；導流槽對噴流噪聲有遮蔽作用，且隨著導流槽距噴管出口距離的增大，遮蔽作用下降，噪聲聲壓級上升。

噴流噪聲；火箭發動機；混合比；導流槽

0 引 言

運載火箭在起飛過程中，發動機噴流高速沖擊到發射臺面和導流槽底部，以及超聲速噴流本身，都會產生嚴重的噪聲污染，量級高達150 dB以上，對發射場附近人員造成影響。因此，有必要對火箭起飛發射過程中發動機噴流噪聲的特性和影響因素進行研究。

國內外學者對火箭發動機的噴流噪聲開展了一系列研究。Christopher等[1]通過消聲室內的實驗測量，研究了噴流噪聲的發聲機制；Viswanathan等[2，3]對亞聲速下噴管尺寸及燃氣溫度對噴流噪聲特性及其聲場分布規律的影響進行了研究；李佳明等[4]設計了固體火箭發動機噪聲試驗，研究了噴管出口馬赫數、燃燒室壓強、推進劑燃燒溫度對噴流噪聲特性的影響；陳雄洲等[5]通過固體火箭發動機噴流實驗，研究了噴管出口密度、出口直徑及噴流速度等因素對噴流噪聲特性的影響；徐悅等[6]在小型火箭發動機的點火試驗中，利用聲傳感器測量了火箭發動機噴流噪聲的頻譜特性，獲得超聲速噴流噪聲的輻射特性,對不同形狀導流槽的噪聲遮蔽效應進行了研究。此外，還針對導流槽型面對噴流噪聲影響開展了相應研究[7，8]，但對真實起飛狀態下導流槽距離，以及發動機混合比對噪聲的影響研究較少。因此，本文設計了小型氣氧/煤油火箭發動機噴流噪聲實驗裝置，系統研究了發動機混合比、導流槽距離等因素對火箭發動機噴流噪聲特性的影響。

1 實驗裝置

1.1 實驗發動機

實驗裝置由實驗發動機和噪聲測量系統兩部分組成。其中，實驗發動機采用小型氣氧/煤油火箭發動機。煤油采用擠壓式供應系統，通過孔板限流，電磁閥控制煤油輸送管路的開關。氧氣供應系統采用高壓氧氣儲罐作為氣源，通過減壓閥調節氧氣至安全工作壓力，通過孔板限流，電磁閥控制管路開關。在煤油和氧氣供應系統以及發動機燃燒室上布設壓力傳感器，實時監測其工作狀態，以保證實驗發動機的正常工作。在進行實驗時，打開供應系統電磁閥，氧氣和煤油分別經過輸送管路后到達發動機燃燒室入口，在燃燒室內點火燃燒生成高溫燃氣到達噴管上游，流經噴管喉部發生壅塞，經噴管擴張段后噴流以設計馬赫數流出。

實驗發動機采用不銹鋼制作外殼以保證結構強度，采用耐高溫燒蝕的高硅氧做為燃燒室的內襯材料。設計與發動機尺寸相適應的導流槽，實驗時放置在噴管出口正下方，通過在導流槽底部添加填充物實現導流槽距離的調節，以模擬真實發射狀態。實驗發動機和導流槽實物如圖1所示。

噴管采用高強度石墨制作，具有耐高溫、抗燒蝕、強度高等特性。噴管喉部直徑12 mm，出口直徑28 mm，出口馬赫數為3。噴管結構如圖2所示。

1.2 噪聲測量系統

超聲速噴流噪聲具有頻帶寬、峰值頻率高等特點，因此，噪聲測試系統必須具有較寬的通頻帶和較大的動態范圍。測量系統采用GRAS公司生產的40BE聲傳感器，測試頻率范圍10 Hz到100 kHz，完全符合實驗測試要求。運用BK公司的Pulse LabShop數據采集軟件和 Pulse Reflex數據處理軟件對實驗數據進行采集和分析，可獲得噪聲場的頻域信息和聲壓級。

為了研究噴流噪聲的指向性，測點布置方案如圖3所示。

圖3中，測點1、2、3位于一個半圓平面（x-y平面）內，距噴管出口距離為2 m，與噴流軸向夾角分別為80°、90°和100°。測點4與噴流軸向夾角為90°，距噴管出口距離為2.5 m。需要特別說明的是，導流槽遮擋的實驗狀態下，導流槽的流道方向位于x-z平面內。

2 實驗結果分析

本文共設計了6組實驗，實驗工況如表1所示。其中，工況1～3可對比分析發動機混合比對噪聲特性的影響；工況4～6可對比分析導流槽距離對噪聲特性的影響。

表1 實驗工況表

2.1 噪聲輻射特性研究

以工況3為例，燃燒室壓強曲線如圖4所示。從圖4中可見，發動機穩定工作段燃燒室壓強基本穩定在1.9 MPa左右，時間為5 s左右。在進行噪聲特性分析時，選取穩定工作段內的聲壓時域信號進行處理和分析。

圖5為對比同距離、不同角度測點的噪聲聲壓譜，可分析測點與噴流軸向夾角的變化對噪聲特性的影響。

從圖5中可見，測點1、2、3的角度從80°變化到100°，噪聲聲壓級逐漸降低，聲壓峰值從130.3 dB下降到126.9 dB，峰值頻率基本不變，穩定在5～6 kHz之間，總聲壓級從140.1 dB降低到136.2 dB，可見火箭發動機噴流噪聲具有較強的指向性。

圖6為對比同角度、不同距離測點的噪聲聲壓譜，可分析噪聲隨測點距離增加的衰減作用。

從圖6中可見，測點2、4的距離從2 m增加到2.5 m，噪聲聲壓級下降，尤其是1 kHz以上的高頻段，聲壓級下降3 dB以上，聲壓峰值從129.6 dB下降到126.1 dB，峰值頻率基本不變。總聲壓級從139.6 dB降低到136 dB。

2.2 發動機混合比的影響研究

保證煤油供應系統的工作狀態不變，調節氧氣管路中的減壓閥，實現氧氣流量的調節，從而調節發動機的混合比。發動機混合比從1.25上升到 1.45，對應燃燒室壓強從1.7 MPa上升到1.9 MPa，燃燒溫度也相應上升。若不考慮化學反應過程和多組分效應，隨著燃燒室壓強和燃氣溫度上升，噴流噪聲聲壓級也應該上升[4]。

但實驗過程中，混合比為1.25和1.35時發動機產生處于富燃燃燒狀態，產生劇烈的燃燒不穩定現象，即煤油小液滴在燃燒室內沒有充分燃燒，在噴流下游發生爆燃現象，與混合比為 1.45時狀態相比噪聲聲壓級上升，尤其是中低頻段聲壓級上升。圖7為測點2、3在3種工作狀態下的聲壓譜。以測點2為例，混合比從1.25上升到1.45，噪聲峰值頻率由3.15 kHz上升到5 kHz，聲壓級下降值在中心頻率為0.8 kHz時達到最大，其差值為9.3 dB，總聲壓級從141.5 dB逐漸下降到139.5 dB。

2.3 導流槽的影響研究

圖8為對比不同導流槽距離狀態下的噪聲聲壓譜，可分析有無導流槽狀態和導流槽距離對噪聲特性的影響。

從圖8中可見，對比有導流槽遮蔽狀態（工況4～6）和自由噴流狀態（工況3），導流槽的遮蔽效應使各測點的噪聲聲壓級明顯降低。以測點1為例，在導流槽遮蔽狀態下，1～10 kHz頻段內噪聲聲壓級明顯降低，在中心頻率為8 kHz時最大可使聲壓級降低4.4 dB，對應總聲壓級降低5.8 dB。

從圖8中還可見，對比不同導流槽距離狀態下的噴流噪聲特性，隨著導流槽距離（噴管出口至導流槽底部距離）從150 mm增加到350 mm，遮蔽效應逐漸減弱，噪聲聲壓級逐漸上升，峰值頻率基本不變。以測點1為例，隨著導流槽距離從150 mm增加到350 mm，1 kHz以內頻段內聲壓級基本相同，1 kHz以上頻段聲壓級逐漸上升，聲壓峰值由124.6 dB上升到127.9 dB，對應總聲壓級由134.3 dB上升到137.3dB，峰值頻率基本穩定在10～12.5 kHz之間。

圖9為對比相同實驗狀態、不同測點的噪聲聲壓譜，可分析導流槽遮蔽效應對噪聲輻射特性的影響。

從圖9中可見，由于測點1相對導流槽的位置更低一些，故導流槽的遮蔽效應更為明顯，對應的噪聲聲壓級更低，在1 kHz以上的高頻段差別更為明顯，測點1和測點2的噪聲峰值頻率基本相同。以導流槽距離為250 mm時為例，在3.15 kHz時2個測點的聲壓級相差最大，為4.8 dB。此時測點1的總聲壓級為135.6 dB，測點2的總聲壓級為137.6 dB。對比2.1節中得出的噪聲輻射特性結論：自由噴流狀態下測點1聲壓級高于測點2，可見導流槽的遮蔽效應對噪聲輻射特性產生影響。

3 結 論

a）火箭發動機噴流噪聲具有較強的指向性。隨著測點與噴流軸向夾角從 80°變化到 100°，噪聲聲壓級降低，峰值頻率基本不變，穩定在5～6 kHz之間，隨著測點到噴管出口距離從2 m增大到2.5 m，噪聲降低，總聲壓級下降3.6 dB。

b）隨著發動機混合比的下降，發動機由富氧燃燒狀態變換到富燃燃燒狀態，雖然發動機燃溫和燃燒室室壓下降，但噴流下游發生爆燃現象，噪聲聲壓級上升，峰值頻率下降。

c）導流槽對噴流噪聲有很強的遮蔽作用，在導流槽底部距噴管出口150 mm時，最大可使噪聲總聲壓級降低5.8 dB。但隨著導流槽距噴管出口距離的增加，遮蔽作用逐漸下降，噪聲聲壓級逐漸上升。

[1] Christopher T. Supersonic jet Noise[J]. Annu Rev Fluid Mech, 1995(27):17-43.

[2] Viswanathan K, Czech M J. Role of jet temperature in correlation jet noise[J]. AIAA Journal, 2009, 47(5): 1090-1106.

[3] Viswanathan K. Aeroacoustics of hot jets[J]. J.Fluid Mech, 2004, 516:39-82.

[4] 彭小波, 李佳明, 胡春波. 固體火箭發動機噴流噪聲測量及聲場分析[J].實驗流體力學, 2013, 27(1): 52-55.

[5] 陳雄州. 拉瓦爾噴管噴注噪聲研究[J]. 水雷戰與艦艇防護, 1998, 4(12):43-46.

[6] 劉占卿, 徐悅. 火箭發動機噪聲輻射特性試驗研究[J]. 宇航學報, 2009,30(4): 1599-1601.

[7] 劉利宏, 張志成, 周旭. 航天發射場導流槽綜合性能評價指標體系研究[J]. 載人航天, 2014, 20(3): 233-237.

[8] Seiji T, Susumu K, Kota F, Ryoji T. Effect of deflector shape on acoustic field of launch vehicle at lift-off[R]. AIAA 2009-328, 2009.

Experimental Study on Effect of Flame Deflector and Mixture Ratio on Jet Noise Characteristic

Zhang Jin-ze1, Xu Shan-shu1, Wang Guo-hui1, Hu Chun-bo2
(1. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076; 2. Northwestern Polytechnical University, Xi’an, 710072)

To investigate the characteristic of jet noise for rocket engine, design a experimental rocket engine to produce supersonic jet. The jet noise is measured by the BK data acquisition system and analyzed by the noise processing software. The impact of mixture ratio for rocket engine and distance from nozzle exit to flame deflector on the jet noise is analyzed. As the experimental result shows, the sound pressure level of jet noise declined with the increase of mixture ratio, and the working condition of rocket engine has changed from Fuel-rich combustion to Oxygen-rich combustion. The flame deflector has shadowing effect on jet noise.With the increase of distance from nozzle exit to flame deflector, the shadowing effect trailed off and the sound pressure level reduced.

Jet noise; Rocket engine; Mixture ratio; Flame deflector

V433.9

A

1004-7182(2017)05-0037-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170509

2016-05-29；

2016-12-09

張津澤（1991-)，男，助理工程師，主要研究方向為火箭發動機噴流噪聲技術