火箭發(fā)射燃氣流噪聲孔隙效應(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、高速燃氣流在推進過程中伴隨產(chǎn)生高聲強噪聲，這種強噪聲進一步受發(fā)射平臺結(jié)構(gòu)擾動，使得燃氣流噪聲后續(xù)形成、傳播機理和特性變得非常復(fù)雜。復(fù)雜燃氣流噪聲研究可以針對發(fā)射試驗過程中的表征現(xiàn)象分別歸類、逐步研究。這當(dāng)中，發(fā)射平臺的導(dǎo)流孔、發(fā)射平臺與發(fā)射場坪間隙、發(fā)射平臺與箭體之間的支承間隙等孔間隙是火箭起飛初期燃氣流噪聲最主要的通道，燃氣流噪聲經(jīng)這些孔間隙向空間傳播存在機理與特性類似特點，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，燃氣流噪聲孔隙效應(yīng)甚至是火箭發(fā)射起飛階段強噪聲形成的主要原因。中國新型運載火箭大力發(fā)展的噴水降噪技術(shù)的目的之一就是抑制燃氣流噪聲的孔隙效應(yīng)[1]。

過去火箭發(fā)射燃氣流噪聲受研究水平限制，主要依托實物試驗途徑[2～9]。近年來，受氣動噪聲數(shù)值模擬技術(shù)帶動，開始應(yīng)用數(shù)值模擬技術(shù)研究火箭發(fā)射燃氣流噪聲。本文探索了有限體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)射燃氣流噪聲孔隙效應(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)射燃氣流噪聲孔隙效應(yīng)實體模型Fig.1 The Solid Model for Hole Clearance Effect of Launch Jetflow Noise

當(dāng)前氣動噪聲直接數(shù)值模擬方法難以應(yīng)用于新型火箭復(fù)雜超聲速燃氣流噪聲研究。本文采用混合數(shù)值模擬方法規(guī)避了超聲速燃氣流內(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)值模擬計算域分成燃氣流核心區(qū)域和亞聲速區(qū)域，燃氣流核心區(qū)域包含箭體附近環(huán)境氣體流動區(qū)域、噴管下方超聲速流動區(qū)域，亞聲速區(qū)域包含發(fā)射平臺及其周圍噪聲傳播區(qū)域，整個計算域如圖2所示。圖2中計算域省卻箭體支承臂和臺體支腿。

實際數(shù)值模擬進程中，先期利用有限體積法確定圖2所示整個計算域瞬態(tài)燃氣流場分布特性，依據(jù)瞬態(tài)燃氣流分布信息確定燃氣流核心區(qū)域包絡(luò)邊界壓力、密度、速度波動信息，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)格單元的流動特性函數(shù)，具體表述由歐拉方程展開形式得到；t為時間；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)射燃氣流噪聲孔隙效應(yīng)數(shù)值模擬計算域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)射燃氣流噪聲孔隙效應(yīng)模型，數(shù)值模擬主要研究了發(fā)射平臺與場坪間隙、火箭安裝高度間隙以及導(dǎo)流孔尺度3方面因素對噪聲傳播的影響。考慮發(fā)射平臺與場坪間隙、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)值模擬研究時按單因素變化依序研究。類似地，為簡化起見，研究過程中統(tǒng)一設(shè)定火箭發(fā)動機噴口馬赫數(shù)為3.45。

2.1 發(fā)射平臺跨度及其與場坪間隙對噪聲傳播影響

研究發(fā)射平臺與場坪間隙對噪聲傳播影響時，首先選取一種孔間隙匹配方案：發(fā)射平臺與場坪間隙ht=3.95de，火箭安裝高度間隙he=0.00de（即噴口截面與發(fā)射臺面處于相同高度），導(dǎo)流孔孔徑dt=1.04de，發(fā)射平臺跨度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)燃氣流場靜溫分布云圖與燃氣流噪聲場聲壓級分布云圖一并顯示，圖3中聲壓級（Sound Pressure Level，SPL）參考聲壓為2×10-5Pa，文章下同。

圖3 1000Hz燃氣流噪聲聲壓級云圖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)動機噴口直徑情況下，高聲強噪聲經(jīng)發(fā)射平臺與發(fā)射場坪間隙向發(fā)射場周圍環(huán)境傳播，當(dāng)高聲強噪聲透射過發(fā)射平臺與發(fā)射場坪間隙后，部分燃氣流噪聲開始向發(fā)射平臺與發(fā)射場坪上方空間衍射，但總體對火箭箭體影響較小。

如果不是華安來老溝林場采購木材，碰巧遇上他，濱湖就會成他永遠的故鄉(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)射平臺跨度減小為lt=15.82de時，火箭發(fā)射燃氣流噪聲場聲壓級分布如圖4所示。

圖4 臺體跨度縮小1000Hz噪聲聲壓級云圖Fig.4 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Platform Sрan Reduced

發(fā)射平臺跨度減少意味著燃氣流經(jīng)過平臺與場坪間隙通道縮短，經(jīng)發(fā)射平臺臺體外圍向上衍射傳播的燃氣流噪聲比較明顯地影響了箭體，箭體中下部燃氣流噪聲聲壓級提高5 dВ左右。

為進一步研究發(fā)射平臺跨度對燃氣流噪聲傳播的影響，選取另一種孔間隙匹配方案：發(fā)射平臺與場坪間隙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)射平臺跨度lt=∞，數(shù)值模擬結(jié)果如圖5所示。

從圖5可以看出，臺體結(jié)構(gòu)跨度無限大時，影響箭體的燃氣流噪聲主要是發(fā)射平臺導(dǎo)流孔入口附近向臺體上方衍射的燃氣流噪聲，但這種衍射噪聲較小，影響箭體中部的噪聲聲壓級僅120 dВ，這種現(xiàn)象充分驗證發(fā)射平臺結(jié)構(gòu)屏蔽作用突出，從聲學(xué)角度合理控制發(fā)射平臺跨度是必要的。圖3～5也從另一角度說明經(jīng)發(fā)射平臺與發(fā)射場坪間隙的燃氣流透射噪聲占比突出，發(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 臺體跨度無限大時1000Hz噪聲聲壓級云圖Fig.5 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Rocket Platform Sрan is Infinite

2.2 安裝高度間隙對噪聲傳播影響

火箭安裝高度間隙he=0.00de時，噴口截面與發(fā)射臺面處于相同高度，該間隙條件燃氣流噪聲傳播特性已經(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1000Hz噪聲聲壓級云圖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，燃氣流噪聲經(jīng)火箭安裝高度間隙向臺面及臺體上方空間衍射，造成箭體周圍燃氣流噪聲強度增加，相對圖3，箭體中部附近燃氣流噪聲聲壓級增加3 dВ。

火箭安裝高度間隙由he=0.05de增加he=0.20de時，研究發(fā)現(xiàn)燃氣流噪聲進一步增強，如圖7所示。

從圖7可以看出，火箭安裝高度間隙進一步增加后，燃氣流噪聲趨于向箭體附近傳播，經(jīng)安裝高度間隙衍射的燃氣流噪聲聲壓級隨之增加約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一步增加，燃氣流噪聲甚至?xí)玫酱蠓忍嵘鐖D8所示。

圖7 安裝高度間隙增加0.20de時1000Hz噪聲聲壓級云圖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1000Hz噪聲聲壓級云圖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，箭體中部及上部噪聲聲壓級增幅均超過12 dВ。形成圖8所示向臺體上方傳播的燃氣流強噪聲的原因可結(jié)合圖9燃氣流靜溫分布云圖說明。

圖9 發(fā)射平臺導(dǎo)流孔附近燃氣流靜溫分布云圖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一步增加后，經(jīng)火箭發(fā)動機噴管噴出的高溫、高速燃氣流已經(jīng)不能全部經(jīng)發(fā)射平臺導(dǎo)流孔排導(dǎo)，部分高溫、高速燃氣流改由發(fā)射平臺臺面向周圍反濺、漫延，正是這部分反濺燃氣流形成較強的反射噪聲，使得箭體周圍燃氣流噪聲強度相應(yīng)大幅度增加。

2.3 導(dǎo)流孔尺度對噪聲傳播影響

圖9也反映導(dǎo)流孔尺度較小時，燃氣流難以全部經(jīng)導(dǎo)流孔順暢排導(dǎo)，會形成較強的反射噪聲。在確保燃氣流順暢排導(dǎo)情況下，導(dǎo)流孔尺度變化對噪聲傳播影響結(jié)果可結(jié)合圖10、圖11說明。

圖10 導(dǎo)流孔孔徑為1.38de時1000Hz噪聲聲壓級云圖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1000Hz噪聲聲壓級云圖Fig.11 SPL Cloud Maр of Jetflow Noise at 1000Hz as Diversion Hole Diameter is 2.79de

對比圖10、圖11可以看出，導(dǎo)流孔孔徑擴大并且都滿足順暢排導(dǎo)情況下，導(dǎo)流孔孔徑擴大一倍時，經(jīng)導(dǎo)流孔向上衍射的燃氣流噪聲聲壓提高近6 dВ，造成這種現(xiàn)象的原因是孔徑擴大時，相應(yīng)經(jīng)導(dǎo)流孔入口截面向上衍射的燃氣流噪聲流通截面增加，向上傳播的燃氣流噪聲相應(yīng)增強。圖10、圖11同時顯示，即使燃氣流順暢地由發(fā)射平臺導(dǎo)流孔、發(fā)射場坪導(dǎo)流孔向下排導(dǎo)，發(fā)射平臺與發(fā)射場坪間隙噪聲依然保持極強的傳播特性，這部分燃氣流透射過發(fā)射平臺與發(fā)射場坪間隙繼續(xù)向上衍射并與導(dǎo)流孔附近衍射噪聲疊加，共同對箭體周圍噪聲產(chǎn)生影響。

3 試驗驗證

圍繞燃氣流噪聲孔隙效應(yīng)，構(gòu)建了專項燃氣流噪聲試驗系統(tǒng)，首次運用聲源成像技術(shù)捕捉試驗過程中強噪聲聲源，檢驗孔隙附近是否存在強噪聲現(xiàn)象。試驗聲源成像技術(shù)基于Вeamforming聲源識別原理，利用噪聲聲壓陣列傳感器測試指定時刻傳感器間聲壓細微差別，推算試驗時刻相對較強噪聲聲源位置以及聲源輪廓形狀。當(dāng)幾個噪聲源強度接近時，它就會同時顯示噪聲源。聲源成像儀資料照片如圖12所示，試驗過程聲源成像結(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 燃氣流噪聲模擬試驗聲源成像Fig.13 Image of Acoustic Source in Simulation Test for Jet Flow Noise

圖13中試驗過程燃氣流強噪聲位于發(fā)射平臺與發(fā)射場坪間隙，說明數(shù)值模擬客觀反映了燃氣流強噪聲主要經(jīng)該間隙向外傳播的現(xiàn)象。需要指出的是，圖13中發(fā)射平臺與發(fā)射場坪間隙是環(huán)繞發(fā)射平臺周邊的，但實現(xiàn)過程中聲源成像儀僅捕捉了單側(cè)燃氣流強噪聲現(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)試驗仍需探索聲源成像測試改進方法。

4 結(jié)束語

本文綜合非定常燃氣流場數(shù)值模擬方法、伽遼金有限元聲傳播數(shù)值模擬方法，實現(xiàn)并完成了火箭發(fā)射燃氣流噪聲孔隙效應(yīng)精細化理論研究，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)射平臺與發(fā)射場坪間隙、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)射平臺與發(fā)射場坪間隙是燃氣流強噪聲的主要傳播途徑，限制發(fā)射平臺結(jié)構(gòu)跨度在適度范圍內(nèi)能夠有效控制經(jīng)該間隙的燃氣流噪聲強度及傳播特性。研究同時發(fā)現(xiàn)，一定范圍內(nèi)提高箭體安裝高度間隙、導(dǎo)流孔孔徑會造成向箭體傳播的燃氣流噪聲增強現(xiàn)象，但導(dǎo)流孔孔徑較小也易造成燃氣流直接沖擊發(fā)射平臺形成強反射噪聲。

孔隙效應(yīng)不局限于已經(jīng)研究的結(jié)果，實際上發(fā)射平臺與發(fā)射場坪間隙大小、發(fā)射場坪導(dǎo)流孔大小甚至發(fā)射場導(dǎo)流槽出口因素也會對間隙效應(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)因素影響機理及效果。