0 引言
火箭发动机工作时,通过固体推进剂燃烧将化学能转化为内能,高温高压燃气经由拉瓦尔喷管以超声速射入空气中,并产生巨大的射流噪声,其噪声强度能达到160 dB以上[1-2]。这不仅对发动机周围发射人员的听觉器官产生损害,还会对发动机结构造成严重影响,为此国内外对火箭发动机燃气射流噪声展开长期广泛研究。
早期射流噪声研究以实验为主,Christopher[3]通过消声室内的实验测量分析射流噪声的发声机制,发现超音速射流噪声是由喷管出口湍流漩涡尺度较小的激波噪声和喷流下游较大的湍流漩涡产生的混合噪声组成。Gely等[4]对法国Ariane V运载火箭发射过程中噪声控制进行了系统实验研究,发现在发动机喷流轴向的下流方向噪声强度高达160 dB。徐强等[5]对某型号火箭发动机射流近场噪声的特性进行了实验研究,发现火箭发动机燃气射流近场噪声的幅值大小与燃烧室压力有关,同时喷管构型也会影响噪声的频率分布。刘占卿等[6]在小型火箭发动机的点火实验中,利用声传感器测量了火箭发动机喷流噪声的频谱特性。学者们通过改变喷管燃烧室压力、燃烧室温度、喷管构型等[7-13]对比分析不同工况下射流的流场和噪声特性。由于实验存在成本过高,操作过程复杂及不能定量描述整个声场等问题,使得数值计算逐渐走入人们眼帘。
Lighthill[14-15]的声类比理论,标志着声学数值计算领域的开篇。Aleksey等[16]采用大涡模拟和FW-H模型对3种不同喷管的燃气射流流场进行了数值计算,并分析了不同声源面对射流噪声的影响。Cacqueray等[17-18]通过等熵线性欧拉方程和完整欧拉方程求解远场声压,探讨了高温超声速射流的噪声特性。李雨林[19]通过对圆形、方形喷口喷管及双喷管射流噪声进行数值仿真发现双喷管噪声远高于单一喷管,并且证明了燃气射流噪声主要分布在中高频段。陈钰等[20]在Eldred算法的基础上对火箭多喷管射流噪声进行数值计算,并与实验结果对比良好。胡声超等[21-22]发现在设计工况下,多喷管降低了整个观测区域的噪声,尤其减小了射流下游的噪声,起到了明显的降噪效果,验证了多喷管降噪方案的可行性。
1 实验技术及数值模拟方法
1.1 实验设备及方法
本次超声速四喷管射流实验通过小型固体火箭发动机得到超声速欠膨胀射流,实验场地布置如图1所示。图2给出了喷管模型四喷管模型示意图,4个喷管沿周向均匀布置,其中喷管喉径为12 mm,出口直为24 mm,膨胀比为4,燃烧室总压约为16.4 MPa,总温约为2 300 K,发动机工作时间约为0.06 s。噪声数据通过KISTLER压力压电传感器测得。实验声压测点布置在对称面2上,以喷管出口平面中心为原点,则具体测点位置参数如图3所示。传感器将压力信号转换为电信号,通过SIRIUS系列动态数据采集系统进行处理转为声压信号。
图1 实验场地布置
Fig.1 Experimental site layout
图2 四喷管模型示意图
Fig.2 Four nozzle model diagram
图3 噪声测点布置示意图
Fig.3 Noise measurement points layout diagram
1.2 数值计算方法
本文采用商业CFD软件对四喷管射流流场进行数值仿真。仿真采用大涡模拟方法,噪声的计算采用FW-H模型[23]。FW-H方程是声比拟方法中最常用的形式,表达式为
[TijH(f)]-
其中
式中: f为积分表面;ui为xi方向的速度分量;un为f=0面上的法向速度;vn为物面速度的法向分量;δ(f)为狄拉克函数;p′为远场声压;a0为远场声速;H(f)为赫维赛德阶跃函数。当f=0,H(f)为物体运动边界控制面方程,f<0表示无扰动流体的空间区域,H(f)=0,f>0表示物面外受到流体扰动的空间区域,H(f)=1。
四喷管射流流场计算域如图4所示,并放大给出了喷管附近和喷管出口平面的网格,网格总量为380万。流场外边界设置为压力出口,总压为101 325 Pa,温度300 K。压力入口总压和总温与燃烧室总压和总温一致,分别为14.85 MPa和2 320 K。其余流场边界设置为壁面。流场计算域分为3个区域,喷管区域,射流区域和缓冲区。其中为避免有限边界对声场计算结果的影响,在出口边界附近设置阻尼边界区域,又称缓冲区。整个流场计算域为圆柱状,轴向长度为125De,径向长度为42De。射流区域与缓冲区之间为圆台状的声源积分面,其轴向长度为75De,径向长度从12.5De增长至25De。在射流完全发展之后仿真计算时间约为0.02 s,时间步长为1×10-6 s。
图4 四喷管流场计算域
Fig.4 Four-nozzle flow field calculation domain
1.3 数值方法验证
表1给出了测点总声压级(overall sound pressure level,OASPL)实验与仿真结果的对比。从表1中数据可以发现,仿真得到的OASPL全部小于实验测量结果,其中测点1和3相差5 dB以上,测点2和4相差2 dB左右,相对误差都在6%以内。产生这种误差的原因是实验中存在地面的干扰,射流向上游传播的噪声与地面接触,反射后与向下游传播的噪声相互叠加,导致实验测得的总声压级大于仿真结果。其中测点1和3更接近地面,因此受地面干扰影响更大,总声压级误差也更大。同时仿真结果与实验结果变化趋势一致,在声压测点2的OASPL最大,在测点3处OASPL最小,因此认为仿真结果能较好地预测射流噪声声压级。
表1 总声压级实验测试结果与仿真结果对比
Table 1 Comparisons between experimental and simulation results of total sound pressure level
OASPL实验测试仿真模拟差值相对误差/%测点1161.64152.31-9.33-5.77测点2167.65165.59-2.06-1.23测点3155.82149.57-6.25-4.01测点4158.70156.80-1.90-1.20
2 结果与讨论
2.1 流场分布特性
图5—图7分别给出了对称面1的四喷管流场压力和速度的瞬时、平均和均方根云图。对于高度欠膨胀射流而言,喷管出口压力远大于环境压力,因此气体在出口处先进行膨胀,压力大幅减小,直至小于环境压力产生拦截激波,气体压缩并形成“X”波系。在此之后射流保持膨胀,压缩的循环过程。由于四喷管射流存在射流间的相互干扰,射流整体会向中心聚拢,并在远离喷管处逐渐合并成一股射流,如图6平均速度云图所示。同时合并后的射流稳定性变差,无法维持清晰的激波结构,如图5所示。在射流合并过程中,四束射流之间的环境压力变化与射流本身相互作用,导致原本的激波结构变得更加复杂,如图6平均压力结果所示。在射流合并之后,流场瞬时压力和平均压力都会恢复压缩膨胀的循环过程。根据图7的压力和速度均方根云图,射流第一次膨胀结束处和射流合并后的区域存在较大的压力和速度脉动强度,即射流转变为湍流状态。压力脉动主要分布在中心线附近,而速度脉动则集中在射流核两侧。
图5 瞬时压力和速度云图
Fig.5 Instantaneous pressure and velocity cloud maps
图6 平均压力和速度云图
Fig.6 Average pressure and velocity cloud maps
图7 均方根压力和速度云图
Fig.7 Root mean square pressure and velocity cloud maps
图8给出了距离喷管出口平面4个轴向位置X/De=10、20、30、40处的涡量云图。在X/De=10射流刚出口处,大涡量主要集中在射流与环境流的交界处,大涡量区有明显的边界,整体呈“田”字型,其中四束射流之间的涡量小于射流与外部环境流间的涡量。随着轴向距离增加,涡量向四周拉伸和扩散,在X/De=20处仍保持“田”字型,但已无明显边界。在X/De=30、40处,涡量强度明显减弱,无明显边界和形状。
图8 距离喷管出口平面不同轴向位置处的涡量云图
Fig.8 Vortex cloud maps of the nozzle exit planes at different axial locations
图9给出了4个流向位置X/De=10、20、30、40处对称面1上的平均速度沿径向分布,图9中虚线表示喷管中心轴线对应位置。在X/De=10射流刚出口处,平均速度分布呈明显的双峰状,在喷管中心轴线处存在峰值。随着轴向距离增加,峰值速度减小,谷值速度增加,至X/De=30处,双峰形式的速度分布消失,四束射流合并为单射流。
图9 不同流向位置处平均速度沿径向分布
Fig.9 Radial distribution of mean velocity at different flow direction locations
2.2 噪声辐射特性
图10给出了声压采样点的实验和仿真的声压级频谱曲线。在20 Hz左右,噪声声压级存在一个谷值,后随着频率增加,声压级呈先增大后减小的趋势,在600 Hz左右取到最大声压级,说明射流下游的大尺度湍流混合噪声为四喷管射流噪声的主要来源。在1 000～10 000 Hz时激波宽频噪声占主导,声压级小于湍流混合噪声。超过10 000 Hz,声压级随频率增加迅速减小。由于实验测点1和3更接近地面导致受地面噪声反射影响较大,因此仿真声压级频谱与实验结果贴合较差,尤其在频率超过1 000 Hz后声压级迅速下降导致总声压级小于实验值。测点2和4的仿真结果与实验结果更为贴近,其中在100～5 000 Hz时贴合较好,而超过5 000 Hz仿真的声压级迅速减小。总的来说,仿真的声压级频谱在高频段迅速减小是仿真与实验误差的主要原因。
图10 采样点的声压级频谱曲线
Fig.10 Sound pressure level spectrum curves at sampling points
3 结论
针对四喷管超声速欠膨胀射流的复杂流场和噪声特性,开展了四喷管超声速燃气射流噪声辐射特性的实验和数值仿真研究,主要结论如下:
1) 数值模拟结果与实验结果数据吻合较好、变化规律一致,其中远离地面测点位置误差在2 dB左右,近地面测点位置误差在5 dB左右,这主要是受到地面反射干扰,声压在近地面测点处发生叠加所致;
2) 四喷管的四束射流间的相互干扰导致原本激波结构改变,四束射流会逐渐合并为一股射流,并在合并后进入湍流状态,产生较大的压力和速度脉动,其中压力脉动主要分布在中心线两侧,而速度脉动则集中在射流核两侧;
3) 50 Hz左右,噪声声压级存在一个谷值,后随着频率增加,声压级呈先增大后减小的趋势,在600 Hz左右取到最大声压级,说明射流下游的湍流混合噪声为四喷管射流噪声的主要来源,激波宽频噪声次之,总声压级在0°观测点方向最大,并且总声压级随角度增加而减小;相同角度的噪声测点的总声压级随半径增大而减小。
[1] 郭百森,吕海波,李明,等.火箭复合材料结构的噪声振动环境复现与特性研究[J].强度与环境,2015,42(4):14-18.
GUO Baisen,LYU Haibo,LI Ming,et al.Character research of rocket composite structures[J].Structure &Environment Engineering,2015,42(4):14-18.
[2] 张津泽,徐珊姝,王国辉,等.超声速喷流噪声研究进展[J].强度与环境,2016,43(5):57-64.
ZHANG Jinze,XU Shanshu,WANG Guohui,et al.Research progress of supersonic jet noise[J].Structure &Environment Engineering,2016,43(5):57-64.
[3] TAM C K W.Supersonic jet noise[J].Annual review of fluid mechanics,1995,27(1):17-43.
[4] GELY D,ELIAS G,BRESSON C,et al.Reduction of supersonic jet noise-application to the Ariane 5 launch vehicle[C]//6th Aeroacoustics Conference and Exhibit.[S.l.]:[s.n.],2000:2026.
[5] 徐强,廖光煊,李军,等.火箭燃气射流近场噪声特性实验研究[J].推进技术,2002(4):318-320.
XU Qiang,LIAO Guangxuan,LI Jun,et al.Experimental study of near field rocket noise in exhausted flow field[J].Journal of Propulsion Technology,2002(4):318-320.
[6] 刘占卿,徐悦.火箭发动机气动噪声辐射特性实验研究[J].宇航学报,2009,30(4):1606-1608.
LIU Zhanqing,XU Yue.Experimental study on radiation characteristics of rocket engine jet noise[J].Journal of Astronautics,2009,30(4):1606-1608.
[7] 周月荣,郑刘,陈志敏.轴对称直喷管的射流噪声特性实验研究[J].实验力学,2011,26(3):274-278.
ZHOU Yuerong,ZHENG Liu,CHEN Zhimin.Experimental study of jet flow noise characteristics of an axial symmetric straight nozzle[J].Journal of Experimental Mechanics,2011,26(3):274-278.
[8] 许桂阳,翁春生,李宁.喷管对脉冲爆轰发动机爆轰噪声影响的实验研究[J].兵工学报,2014,35(11):1799-1804.
XU Guiyang,WENG Chunsheng,LI Ning.Research on the noise characteristic of pulse detonation engine with nozzles[J].Acta Armamentarii,2014,35(11):1799-1804.
[9] SEINER J M,PONTON M K.Supersonic acoustic source mechanisms for free jets of various geometries[J].In AGARD,1992.
[10] 彭小波,李佳明,胡春波.固体火箭发动机喷流噪声测量及声场分析[J].实验流体力学,2013,27(1):52-55.
PENG Xiaobo,LI Jiaming,HU Chunbo.Experimental study on jet noise characteristics of solid rocket[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2013,27(1):52-55.
[11] 韩磊,胡春波,李佳明,等.喷管尺寸对超声速喷流噪声影响研究[J].固体火箭术,2012,35(3):352-355.
HAN Lei,HU Chunbo,LI Jiaming,et al.Impact study of nozzle size on the supersonic jet noise[J].Journal of Solid Rocket Technology,2012,35(3):352-355.
[12] 彭小波,李林,李佳明,等.高温超音速喷流噪声场分布特性研究[J].西北工业大学报,2012,30(5):779-783.
PENG Xiaobo,LI Lin,LI Jiaming,et al.Effectively determining some characteristics of hot supersonic jet noise field distribution[J].Journal of Northwestern Polytechnical University,2012,30(5):779-783.
[13] 张津泽,王国辉,徐珊姝.喷管间距及偏角对超声速喷流噪声特性影响研究[J].强度与环境,2022,49(1):42-47.
ZHANG Jinze,WANG Guohui,XU Shanshu.Impact study of nozzle distance and nozzle angle on supersonic jet[J].Structure &Environment Engineering,2022,49(1):42-47.
[14] LIGHTHILL M J.On sound generated aerodynamically I.General theory[J].Proceedings of the Royal Society of London.Series A.Mathematical and Physical Sciences,1952,211(1107):564-587.
[15] LIGHTHILL M J.On sound generated aerodynamically II.Turbulence as a source of sound[J].Proceedings of the Royal Society of London.Series A.Mathematical and Physical Sciences,1954,222(1148):1-32.
[16] SIPATOV A,USANIN M,CHUHLANTSEVA N.Applying fluent software for jet noise generation modeling[C]//16th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference.[S.l.]:[s.n.],2010:3843.
[17] CACQUERAY N,BOGEY C.Noise of an overexpanded Mach 3.3 jet:non-linear propagation effects and correlations with flow[J].International Journal of Aeroacoustics,2014,13(7/8):607-632.
[18] 范珂华,查柏林,周伟,等.小型加长喷管火箭发动机射流噪声分析[J].兵器装备工程学报,2022,43(4):55-66.
FAN Kehua;ZHA,Bailin; ZHOU Wei,et al.Jet noise prediction for extended nozzle with large-eddy-simulation[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2022,43(4):55-66.
[19] 李雨林.不同构型喷管射流噪声特性及其喷水降噪研究[D].南昌:南昌航空大学,2017.
LI YuLin.Calculation on the jet noise characteristics of rocket nozzle with different configurations and the influence of noise reduction by water injection[D].Nanchang:Nanchang Hangkong University,2017.
[20] 陈钰,周旭,徐悦.火箭发动机近场射流噪声的计算方法[J].导弹与航天运载技术,2010(3):12-15.
CHEN Yu,ZHOU Xu,XU Yue.Near-field acoustical characterization of rocket engines[J].Missiles and Space Vehicles,2010(3):12-15.
[21] 胡声超,李昂,鲍福廷,等.多喷管燃气降噪方案可行性数值研究[J].固体火箭技术,2012,35(2):198-202.
HU Shengchao,LI Ang,BAO Futing,et al.Numerical research on jet noise reducing with multi-nozzle geometry[J].Journal of Solid Rocket Technology,2012,35(2):779-783.
[22] 梅勇,刘畅,袁宇鹏,等.面向三维球体空间温度场的对射式超声波测量研究[J].压电与声光,2022,44(3):441-447.
MEI Yong,LIU Chang,YUAN Yupeng,et al.Study on an opposite-type ultrasonic measurement for space temperature field in three-dimensional sphere [J] .Piezoelectrics &Acoustooptics,2021,43(3):441-447.
[23] FFOWCS W J E,HAWKINGS D L.Sound generation by turbulence and surfaces in arbitrary motion[J].Philosophical Transactions of the Royal Society of London.Series A,Mathematical and Physical Sciences,1969,264(1151):321-342.