火箭發(fā)射燃?xì)饬髟肼暱紫缎?yīng)數(shù)值模擬研究

陳勁松，曾玲芳，吳新躍，王 南，李曉涼

（北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京，100076）

0 引 言

火箭發(fā)射過程中，高溫、高速燃?xì)饬髟谕七M(jìn)過程中伴隨產(chǎn)生高聲強(qiáng)噪聲，這種強(qiáng)噪聲進(jìn)一步受發(fā)射平臺(tái)結(jié)構(gòu)擾動(dòng)，使得燃?xì)饬髟肼暫罄m(xù)形成、傳播機(jī)理和特性變得非常復(fù)雜。復(fù)雜燃?xì)饬髟肼曆芯靠梢葬槍?duì)發(fā)射試驗(yàn)過程中的表征現(xiàn)象分別歸類、逐步研究。這當(dāng)中，發(fā)射平臺(tái)的導(dǎo)流孔、發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙、發(fā)射平臺(tái)與箭體之間的支承間隙等孔間隙是火箭起飛初期燃?xì)饬髟肼曌钪饕耐ǖ溃細(xì)饬髟肼暯?jīng)這些孔間隙向空間傳播存在機(jī)理與特性類似特點(diǎn)，將這類經(jīng)孔間隙傳播的噪聲歸類為孔隙噪聲，相應(yīng)地，將孔隙噪聲向空間傳播影響作用歸為孔隙效應(yīng)。一些情況下，燃?xì)饬髟肼暱紫缎?yīng)甚至是火箭發(fā)射起飛階段強(qiáng)噪聲形成的主要原因。中國(guó)新型運(yùn)載火箭大力發(fā)展的噴水降噪技術(shù)的目的之一就是抑制燃?xì)饬髟肼暤目紫缎?yīng)[1]。

過去火箭發(fā)射燃?xì)饬髟肼暿苎芯克较拗疲饕劳袑?shí)物試驗(yàn)途徑[2～9]。近年來，受氣動(dòng)噪聲數(shù)值模擬技術(shù)帶動(dòng)，開始應(yīng)用數(shù)值模擬技術(shù)研究火箭發(fā)射燃?xì)饬髟肼暋１疚奶剿髁擞邢摅w積法與伽遼金有限元法結(jié)合的數(shù)值模擬技術(shù)，應(yīng)用該技術(shù)實(shí)現(xiàn)了火箭自由飛行狀態(tài)噪聲數(shù)值模擬[10]，并總結(jié)了應(yīng)用該技術(shù)開展的火箭發(fā)射燃?xì)饬髟肼暱紫缎?yīng)研究情況。

1 數(shù)值模擬模型及數(shù)值模擬方法

圖1 火箭發(fā)射燃?xì)饬髟肼暱紫缎?yīng)實(shí)體模型Fig.1 The Solid Model for Hole Clearance Effect of Launch Jetflow Noise

當(dāng)前氣動(dòng)噪聲直接數(shù)值模擬方法難以應(yīng)用于新型火箭復(fù)雜超聲速燃?xì)饬髟肼曆芯俊１疚牟捎没旌蠑?shù)值模擬方法規(guī)避了超聲速燃?xì)饬鲀?nèi)部噪聲聲源確定以及聲傳播數(shù)值模擬的棘手問題，代之采用成熟、規(guī)范的亞聲速等效聲源提取方法以及亞聲速聲傳播數(shù)值模擬方法[10]。為此，將數(shù)值模擬計(jì)算域分成燃?xì)饬骱诵膮^(qū)域和亞聲速區(qū)域，燃?xì)饬骱诵膮^(qū)域包含箭體附近環(huán)境氣體流動(dòng)區(qū)域、噴管下方超聲速流動(dòng)區(qū)域，亞聲速區(qū)域包含發(fā)射平臺(tái)及其周圍噪聲傳播區(qū)域，整個(gè)計(jì)算域如圖2所示。圖2中計(jì)算域省卻箭體支承臂和臺(tái)體支腿。

實(shí)際數(shù)值模擬進(jìn)程中，先期利用有限體積法確定圖2所示整個(gè)計(jì)算域瞬態(tài)燃?xì)饬鲌?chǎng)分布特性，依據(jù)瞬態(tài)燃?xì)饬鞣植夹畔⒋_定燃?xì)饬骱诵膮^(qū)域包絡(luò)邊界壓力、密度、速度波動(dòng)信息，作為噪聲傳播的輸入邊界條件，也即數(shù)值聲源條件，后期利用高階伽遼金有限元法求解圖2所示噪聲傳播區(qū)域含聲波動(dòng)特性的歐拉（Euler）方程：

式中Γα為網(wǎng)格單元拉格朗日插值型函數(shù)；φ為流場(chǎng)參數(shù)，代表密度、壓力、速度參數(shù)；Fiφ為反映經(jīng)過網(wǎng)格單元的流動(dòng)特性函數(shù)，具體表述由歐拉方程展開形式得到；t為時(shí)間；xi為標(biāo)序i的坐標(biāo)方向；ni為標(biāo)序i的網(wǎng)格單元法向單元矢量；V為標(biāo)序α的網(wǎng)格單元體積；S為標(biāo)序α的網(wǎng)格單元表面積。

圖2 火箭發(fā)射燃?xì)饬髟肼暱紫缎?yīng)數(shù)值模擬計(jì)算域Fig.2 The Numerical Simulation Domain for Hole Clearance Effect of Launch Jetflow Noise

2 數(shù)值模擬結(jié)果

依據(jù)圖1、圖2所示火箭發(fā)射燃?xì)饬髟肼暱紫缎?yīng)模型，數(shù)值模擬主要研究了發(fā)射平臺(tái)與場(chǎng)坪間隙、火箭安裝高度間隙以及導(dǎo)流孔尺度3方面因素對(duì)噪聲傳播的影響。考慮發(fā)射平臺(tái)與場(chǎng)坪間隙、火箭安裝高度間隙以及導(dǎo)流孔尺度存在各種各樣的孔間隙匹配方案，為避免多因素干擾，數(shù)值模擬研究時(shí)按單因素變化依序研究。類似地，為簡(jiǎn)化起見，研究過程中統(tǒng)一設(shè)定火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴口馬赫數(shù)為3.45。

2.1 發(fā)射平臺(tái)跨度及其與場(chǎng)坪間隙對(duì)噪聲傳播影響

研究發(fā)射平臺(tái)與場(chǎng)坪間隙對(duì)噪聲傳播影響時(shí)，首先選取一種孔間隙匹配方案：發(fā)射平臺(tái)與場(chǎng)坪間隙ht=3.95de，火箭安裝高度間隙he=0.00de（即噴口截面與發(fā)射臺(tái)面處于相同高度），導(dǎo)流孔孔徑dt=1.04de，發(fā)射平臺(tái)跨度lt=34.58de，數(shù)值模擬結(jié)果如圖3所示。圖3中為方便說明，將核心區(qū)燃?xì)饬鲌?chǎng)靜溫分布云圖與燃?xì)饬髟肼晥?chǎng)聲壓級(jí)分布云圖一并顯示，圖3中聲壓級(jí)（Sound Pressure Level，SPL）參考聲壓為2×10-5Pa，文章下同。

圖3 1000Hz燃?xì)饬髟肼暵晧杭?jí)云圖Fig.3 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz

從圖3可以看出，火箭安裝高度無間隙、導(dǎo)流孔孔徑等于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴口直徑情況下，高聲強(qiáng)噪聲經(jīng)發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙向發(fā)射場(chǎng)周圍環(huán)境傳播，當(dāng)高聲強(qiáng)噪聲透射過發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙后，部分燃?xì)饬髟肼曢_始向發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪上方空間衍射，但總體對(duì)火箭箭體影響較小。

如果不是華安來老溝林場(chǎng)采購(gòu)木材，碰巧遇上他，濱湖就會(huì)成他永遠(yuǎn)的故鄉(xiāng)，也許后半生就站在海拔一千三百多米的深山上，遙望南方，遙望洞庭湖畔那座叫濱湖的小城。

當(dāng)其它匹配參數(shù)不變情況下，將發(fā)射平臺(tái)跨度減小為lt=15.82de時(shí)，火箭發(fā)射燃?xì)饬髟肼晥?chǎng)聲壓級(jí)分布如圖4所示。

圖4 臺(tái)體跨度縮小1000Hz噪聲聲壓級(jí)云圖Fig.4 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Platform Sрan Reduced

發(fā)射平臺(tái)跨度減少意味著燃?xì)饬鹘?jīng)過平臺(tái)與場(chǎng)坪間隙通道縮短，經(jīng)發(fā)射平臺(tái)臺(tái)體外圍向上衍射傳播的燃?xì)饬髟肼暠容^明顯地影響了箭體，箭體中下部燃?xì)饬髟肼暵晧杭?jí)提高5 dВ左右。

為進(jìn)一步研究發(fā)射平臺(tái)跨度對(duì)燃?xì)饬髟肼晜鞑サ挠绊懀x取另一種孔間隙匹配方案：發(fā)射平臺(tái)與場(chǎng)坪間隙ht=3.95de，火箭安裝高度間隙he=0.00de，導(dǎo)流孔孔徑dt=1.98de，發(fā)射平臺(tái)跨度lt=∞，數(shù)值模擬結(jié)果如圖5所示。

從圖5可以看出，臺(tái)體結(jié)構(gòu)跨度無限大時(shí)，影響箭體的燃?xì)饬髟肼曋饕前l(fā)射平臺(tái)導(dǎo)流孔入口附近向臺(tái)體上方衍射的燃?xì)饬髟肼暎@種衍射噪聲較小，影響箭體中部的噪聲聲壓級(jí)僅120 dВ，這種現(xiàn)象充分驗(yàn)證發(fā)射平臺(tái)結(jié)構(gòu)屏蔽作用突出，從聲學(xué)角度合理控制發(fā)射平臺(tái)跨度是必要的。圖3～5也從另一角度說明經(jīng)發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙的燃?xì)饬魍干湓肼曊急韧怀觯l(fā)展噪聲控制技術(shù)應(yīng)持續(xù)關(guān)注這種透射噪聲，以及由此產(chǎn)生的衍射噪聲。

圖5 臺(tái)體跨度無限大時(shí)1000Hz噪聲聲壓級(jí)云圖Fig.5 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Rocket Platform Sрan is Infinite

2.2 安裝高度間隙對(duì)噪聲傳播影響

火箭安裝高度間隙he=0.00de時(shí)，噴口截面與發(fā)射臺(tái)面處于相同高度，該間隙條件燃?xì)饬髟肼晜鞑ヌ匦砸呀?jīng)在圖3中說明，這里給出火箭安裝高度間隙略增加（he=0.05de）對(duì)噪聲傳播的影響，如圖6所示。

圖6 安裝高度間隙增加0.05de時(shí)1000Hz噪聲聲壓級(jí)云圖Fig.6 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Rocket Installation Height Gaр Is Increased 0.05de

圖6顯示了當(dāng)火箭安裝高度間隙略增加時(shí)，燃?xì)饬髟肼暯?jīng)火箭安裝高度間隙向臺(tái)面及臺(tái)體上方空間衍射，造成箭體周圍燃?xì)饬髟肼晱?qiáng)度增加，相對(duì)圖3，箭體中部附近燃?xì)饬髟肼暵晧杭?jí)增加3 dВ。

火箭安裝高度間隙由he=0.05de增加he=0.20de時(shí)，研究發(fā)現(xiàn)燃?xì)饬髟肼曔M(jìn)一步增強(qiáng)，如圖7所示。

從圖7可以看出，火箭安裝高度間隙進(jìn)一步增加后，燃?xì)饬髟肼曏呌谙蚣w附近傳播，經(jīng)安裝高度間隙衍射的燃?xì)饬髟肼暵晧杭?jí)隨之增加約3 dВ左右。

數(shù)值模擬研究發(fā)現(xiàn)，隨著火箭安裝高度間隙進(jìn)一步增加，燃?xì)饬髟肼暽踔習(xí)玫酱蠓忍嵘鐖D8所示。

圖7 安裝高度間隙增加0.20de時(shí)1000Hz噪聲聲壓級(jí)云圖Fig.7 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Rocket Installation Height Gaр is Increased 0.20de

圖8 安裝高度間隙增加0.75de時(shí)1000Hz噪聲聲壓級(jí)云圖Fig.8 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Rocket Installation Height Gaр is Increased 0.75de

從圖8可以看出，火箭安裝高度間隙增加至0.75de時(shí)，箭體中部及上部噪聲聲壓級(jí)增幅均超過12 dВ。形成圖8所示向臺(tái)體上方傳播的燃?xì)饬鲝?qiáng)噪聲的原因可結(jié)合圖9燃?xì)饬黛o溫分布云圖說明。

圖9 發(fā)射平臺(tái)導(dǎo)流孔附近燃?xì)饬黛o溫分布云圖Fig.9 Static Temрerature Cloud Maр near Diversion Hole in Launch Plateform

由圖9可知，火箭安裝高度間隙進(jìn)一步增加后，經(jīng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴出的高溫、高速燃?xì)饬饕呀?jīng)不能全部經(jīng)發(fā)射平臺(tái)導(dǎo)流孔排導(dǎo)，部分高溫、高速燃?xì)饬鞲挠砂l(fā)射平臺(tái)臺(tái)面向周圍反濺、漫延，正是這部分反濺燃?xì)饬餍纬奢^強(qiáng)的反射噪聲，使得箭體周圍燃?xì)饬髟肼晱?qiáng)度相應(yīng)大幅度增加。

2.3 導(dǎo)流孔尺度對(duì)噪聲傳播影響

圖9也反映導(dǎo)流孔尺度較小時(shí)，燃?xì)饬麟y以全部經(jīng)導(dǎo)流孔順暢排導(dǎo)，會(huì)形成較強(qiáng)的反射噪聲。在確保燃?xì)饬黜槙撑艑?dǎo)情況下，導(dǎo)流孔尺度變化對(duì)噪聲傳播影響結(jié)果可結(jié)合圖10、圖11說明。

圖10 導(dǎo)流孔孔徑為1.38de時(shí)1000Hz噪聲聲壓級(jí)云圖Fig.10 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Diversion Hole Diameter is 1.38de

圖11 導(dǎo)流孔孔徑為2.79de時(shí)1000Hz噪聲聲壓級(jí)云圖Fig.11 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Diversion Hole Diameter is 2.79de

對(duì)比圖10、圖11可以看出，導(dǎo)流孔孔徑擴(kuò)大并且都滿足順暢排導(dǎo)情況下，導(dǎo)流孔孔徑擴(kuò)大一倍時(shí)，經(jīng)導(dǎo)流孔向上衍射的燃?xì)饬髟肼暵晧禾岣呓? dВ，造成這種現(xiàn)象的原因是孔徑擴(kuò)大時(shí)，相應(yīng)經(jīng)導(dǎo)流孔入口截面向上衍射的燃?xì)饬髟肼暳魍ń孛嬖黾樱蛏蟼鞑サ娜細(xì)饬髟肼曄鄳?yīng)增強(qiáng)。圖10、圖11同時(shí)顯示，即使燃?xì)饬黜槙车赜砂l(fā)射平臺(tái)導(dǎo)流孔、發(fā)射場(chǎng)坪導(dǎo)流孔向下排導(dǎo)，發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙噪聲依然保持極強(qiáng)的傳播特性，這部分燃?xì)饬魍干溥^發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙繼續(xù)向上衍射并與導(dǎo)流孔附近衍射噪聲疊加，共同對(duì)箭體周圍噪聲產(chǎn)生影響。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

圍繞燃?xì)饬髟肼暱紫缎?yīng)，構(gòu)建了專項(xiàng)燃?xì)饬髟肼曉囼?yàn)系統(tǒng)，首次運(yùn)用聲源成像技術(shù)捕捉試驗(yàn)過程中強(qiáng)噪聲聲源，檢驗(yàn)孔隙附近是否存在強(qiáng)噪聲現(xiàn)象。試驗(yàn)聲源成像技術(shù)基于Вeamforming聲源識(shí)別原理，利用噪聲聲壓陣列傳感器測(cè)試指定時(shí)刻傳感器間聲壓細(xì)微差別，推算試驗(yàn)時(shí)刻相對(duì)較強(qiáng)噪聲聲源位置以及聲源輪廓形狀。當(dāng)幾個(gè)噪聲源強(qiáng)度接近時(shí)，它就會(huì)同時(shí)顯示噪聲源。聲源成像儀資料照片如圖12所示，試驗(yàn)過程聲源成像結(jié)果如圖13所示。

圖12 聲源成像儀資料照片F(xiàn)ig.12 The Photo of Noise Sound Source Imager

圖13 燃?xì)饬髟肼暷M試驗(yàn)聲源成像Fig.13 Image of Acoustic Source in Simulation Test for Jet Flow Noise

圖13中試驗(yàn)過程燃?xì)饬鲝?qiáng)噪聲位于發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙，說明數(shù)值模擬客觀反映了燃?xì)饬鲝?qiáng)噪聲主要經(jīng)該間隙向外傳播的現(xiàn)象。需要指出的是，圖13中發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙是環(huán)繞發(fā)射平臺(tái)周邊的，但實(shí)現(xiàn)過程中聲源成像儀僅捕捉了單側(cè)燃?xì)饬鲝?qiáng)噪聲現(xiàn)象，另外，聲源成像分辨率也不足，例如聲源輪廓顯示的尖銳棱邊現(xiàn)象，后續(xù)試驗(yàn)仍需探索聲源成像測(cè)試改進(jìn)方法。

4 結(jié)束語

本文綜合非定常燃?xì)饬鲌?chǎng)數(shù)值模擬方法、伽遼金有限元聲傳播數(shù)值模擬方法，實(shí)現(xiàn)并完成了火箭發(fā)射燃?xì)饬髟肼暱紫缎?yīng)精細(xì)化理論研究，通過理論研究確認(rèn)孔隙效應(yīng)客觀存在，并且孔隙效應(yīng)和發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙、箭體安裝高度間隙與導(dǎo)流孔直徑等因素匹配密切相關(guān)。

孔隙效應(yīng)條件下，發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙是燃?xì)饬鲝?qiáng)噪聲的主要傳播途徑，限制發(fā)射平臺(tái)結(jié)構(gòu)跨度在適度范圍內(nèi)能夠有效控制經(jīng)該間隙的燃?xì)饬髟肼晱?qiáng)度及傳播特性。研究同時(shí)發(fā)現(xiàn)，一定范圍內(nèi)提高箭體安裝高度間隙、導(dǎo)流孔孔徑會(huì)造成向箭體傳播的燃?xì)饬髟肼曉鰪?qiáng)現(xiàn)象，但導(dǎo)流孔孔徑較小也易造成燃?xì)饬髦苯記_擊發(fā)射平臺(tái)形成強(qiáng)反射噪聲。

孔隙效應(yīng)不局限于已經(jīng)研究的結(jié)果，實(shí)際上發(fā)射平臺(tái)與發(fā)射場(chǎng)坪間隙大小、發(fā)射場(chǎng)坪導(dǎo)流孔大小甚至發(fā)射場(chǎng)導(dǎo)流槽出口因素也會(huì)對(duì)間隙效應(yīng)造成影響，這方面的研究尚未開展，建議繼續(xù)開展研究，分析相關(guān)因素影響機(jī)理及效果。