噴管尺寸對超聲速噴流噪聲影響研究①

韓 磊，胡春波，李佳明，李 林，劉小勇

(1.西北工業大學，西安 710072;2.西安航天動力研究所，西安 710025)

噴管尺寸對超聲速噴流噪聲影響研究①

韓 磊1，胡春波1，李佳明1，李 林1，劉小勇2

(1.西北工業大學，西安 710072;2.西安航天動力研究所，西安 710025)

為研究噴管尺寸對超聲速噴流噪聲特性的影響及其聲場分布規律而設計了冷流實驗系統，選用3種不同尺寸的噴管，采用LMS數據采集系統及噪聲處理軟件，對不同噴管尺寸、不同來流壓強下的噴流噪聲進行了采集和處理。實驗結果表明，超聲速噴流噪聲具有較強的指向性，隨著測點偏離噴流中心軸線角度從30°增加到180°，其聲壓級峰值逐漸減小，峰值頻率變化不大;隨著噴管尺寸的增大，聲壓級逐漸增大，其峰值頻率逐漸減小;在該實驗工況下，聲壓級峰值分布在80～120 dB，隨著噴管尺寸從喉徑10 mm降低到5 mm，峰值頻率從不到6 000 Hz提高到11 000 Hz以上。

超聲速噴流噪聲;噪聲場;分布規律;冷流實驗系統合

0 引言

高速噴流產生的噪聲很早就引起了人們的注意，現代飛行器特別是高超聲速飛行器工作時高速噴流產生的強烈噴流噪聲，可能誘發其結構上發生疲勞破壞、操作儀器失靈等問題，嚴重影響到飛行器的安全性和可靠性。進行超聲速噴流噪聲測量實驗，分析其聲場分布規律及影響因素，具有十分重要的意義。

國內外對噴流噪聲的研究，從20世紀60年代到現在不斷深入。Mcinerny［1］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。但由于缺乏對噴流噪聲特性參數的明確定義，所形成的噪聲預測方法是基于受控實驗得到數據的經驗方法;Viswanathan［2-3］研究了亞音速下噴管尺寸及噴流溫度對噴流噪聲特性及其聲場分布規律的影響。實驗結果表明，隨著噴流燃氣溫度及噴管出口噴流速度的升高，噪聲聲壓級逐漸增大;Tam［4］對超聲速噴流噪聲進行了研究，把湍流混合噪聲分為2個獨立部分:一個是由馬赫波引起的大尺度湍流結構產生，主要向下游傳播;另一個產生自小尺度湍流結構，主要向兩側及上游傳播。李峰等［5］對噴管出口附近的聲場進行仿真計算，獲得了固體火箭發動機噴流噪聲場的聲強及頻率分布;汪洋海等［6］針對超聲速噴流嘯聲的控制方法進行了實驗研究，并初步探討了噪聲抑制等問題。在國內外開展的噴流噪聲實驗研究及理論計算中，主要是針對亞音速和Ma＜2的低速噴流。針對高超聲速噴流噪聲的研究，尤其是噴管尺寸對噴流噪聲的影響規律研究尚未見公開報道。

為了消除發動機實驗中由于壓強、溫度、環境等不穩定因素引起的實驗誤差，本文設計了一套冷流噴流噪聲實驗系統。在半自由場環境下，針對喉徑為5、8、10 mm、出口Ma=2.0的3組噴管，對不同來流壓強條件下噴流噪聲特性及其聲場分布規律進行了實驗研究。

1 實驗系統及噪聲測量方法

1.1 實驗系統設計

本文設計了一套冷流噴射系統，實現穩定壓強下超聲速噴流。為了保證來流壓強穩定，設計了一套整流裝置，整流裝置之前的管路設計內徑為12 mm，在管路上安裝了壓強控制器，通過壓強傳感器，采集整流裝置內的壓強，并根據觀測到的壓強值，通過操作壓強控制器進行調節，保證噴管前的工作壓強平穩。此外，為保證實驗安全，采用氣動球閥進行開關控制。非工作狀態時，氣動球閥保持關閉;工作前，開啟氣動球閥。當噪聲數據成功采集、實驗裝置停止工作時，關閉氣動球閥。由于最高設計噴流速度Ma?5.0，因此不用考慮由于氣流加速膨脹引起的氣流速度下降到空氣液化點以下而出現凝結的情況，不需預先加熱空氣。實驗系統結構原理圖及實物如圖1所示。

圖1 實驗系統結構示意圖及實物Fig.1 Schematic diagram and real photo of the experimental bench of the supersonic jet

設計了出口Ma=2.0、喉部直徑分別為 5、8、10 mm的3組噴管，用于研究分析噴管尺寸對固定來流壓強下噴流噪聲特性的影響，噴管構型示意圖如圖2所示，設計噴管參數見表1。圖2中，除角度外，其他尺寸單位為mm。

圖2 噴管構型示意圖Fig.2 Structural schematic of the nozzle

表1 噴管尺寸Table 1 Parameters of the nozzle structure

1.2 噪聲測量方法

1.2.1 測量儀器介紹

由于超聲速噴流噪聲具有頻率范圍寬、峰值頻率高等特點，為了能準確獲得噴流噪聲信號數據，要求噪聲測試系統應具有較寬的通頻帶和較大的動態范圍。本噪聲測試系統采用5個24位ADC和204.8 kHz采樣頻率、輸入范圍為62.5 mV～25 V的傳聲器構成測點數組，采用LMS SCADAS 316數據采集系統記錄數據，通過LMS Test Lab噪聲實驗處理軟件進行數據處理，獲得整個噪聲場的頻域信息及聲壓級等。

1.2.2 測點布置

本文噪聲測試系統采用金屬膜后駐極體電容式聲傳感器，該傳感器具有體積小、精度高、結構牢固、電容量大和輸出阻抗較低等特點。為了提高實驗精度和增強系統抗干擾能力，根據實驗實際環境，布置聲傳感器時，選取在半自由場內的測點布置方法，采用國標GB/T3767—1996《聲學-聲壓法測定噪聲源聲功率級-發射面上方近似自由場的工程法》中推薦的半球形布置方案，按一定角度和高度進行排列，并使聲傳感器數組的指向性對準被測試的噴管，以發動機出口為原點，變換距離和角度，以獲取噴流噪聲聲場分布規律。

測點布置位置如圖3所示。圖3中，以噴管出口作為坐標原點，“·”為第一組半徑為1 mm分別在5個偏離角度(30°、45°、60°、75°、90°)的測點，標記為 1～5;“△”為第二組半徑為2 mm分別在5個偏離角度(30°、45°、60°、75°、90°)的測點，標記為 6 ～ 10;“★”為第3組在30°方向上距離分別為4 m和0.6 m的測點以及距離為 2 m、偏離角度為 120°、150°、180°的測點，標記為11～15。

圖3 測點位置示意圖Fig.3 Schematic diagram of the measuring points of the acoustic sensors layout

2 噴流噪聲特性分析

2.1 聲場分布規律

實驗一的噴管喉徑為8 mm，噴管出口Ma=2.0。圖4為實驗一的壓強-時間曲線圖。如圖4所示，實驗中來流壓強升至1.1 MPa后較平緩，為實驗研究提供穩定壓強下的噴流。

圖4 實驗一壓強-時間曲線Fig.4 Pressure-time curve in the experiment No.1

圖5為該實驗工況下，測點距離噴管出口2 m時，噪聲聲壓級峰值隨測點偏離噴流中心軸線角度的變化趨勢。如圖5所示，測點的噪聲聲壓級峰值隨著測點偏離噴流中心軸線角度的增大呈衰減趨勢。偏離角度為30°時，測點的噪聲聲壓級峰值為115.3 dB;偏離角度增大到45°時，聲壓級下降到105.8 dB。噴流噪聲聲壓級峰值隨偏離角度的變化程度在角度較小時較明顯，隨著偏離角度的逐漸增大，其變化程度逐漸減弱。當偏離角度在180°時，噴流噪聲聲壓級峰值最小，僅為87.8 dB。

由于流動的誘導和激發，在噴管唇部會產生鎖相不穩定波，超聲速噴流出現嘯聲，頻率會有一個很明顯的峰值，在沒有壁面干擾的自由噴流中，寬帶激波噪聲是一種可能的激發源，而在噴管相對測點位置不變時，無論哪個方向，嘯聲的頻率峰值在各個輻射角度上是定值［7］。如圖6所示，在實驗一中，不同偏離角度下測點聲壓級變化較大，但峰值頻率沒有明顯變化，約為7 400 Hz。

圖7為實驗一在偏離中心軸線30°方向上，到噴管出口不同距離的測點采集到的聲壓級頻譜圖。由圖7可見，隨著測點距離逐漸變遠，聲壓級逐漸減小，但測點到噴口距離對峰值頻率基本沒有影響。測點距離到4 m時，由于受衰減影響，波動較大。隨著到噴管出口距離從0.6 m延長至4 m，該偏離角度下，聲壓級峰值從110.1 dB 衰減到99.5 dB。

圖5 不同角度對峰值聲壓級影響Fig.5 Peak value of the sound pressure level under the different angles

圖6 峰值頻率隨不同角度變化規律Fig.6 Frequency of the occurrence of the whistler type noise under the different angles

圖7 不同距離對聲壓級影響Fig.7 Peak value of the sound pressure level under the different distances

2.2 壓強對噪聲影響分析

實驗二、實驗三選用與實驗一相同的噴管，來流工作壓強分別為2 MPa和3 MPa，用于與實驗一對比分析來流壓強對噴流噪聲特性的影響。圖8為3次實驗在距離噴管出口2 m、偏離中心軸線30°方向上的測點聲壓級頻譜圖。由圖8可得，隨著來流壓強的增大，不同頻率下的聲壓級均有所增加。

2.3 噴管尺寸影響分析

實驗四和實驗五的工作壓強與實驗一相同，分別選擇喉徑為5 mm和10 mm、出口Ma=2.0的噴管，對比分析不同噴管尺寸對噪聲聲壓級和頻率的影響，結果如圖9所示。

圖8 不同壓強對聲壓級影響Fig.8 Effect of the inflow pressure intensities on the jet noises

圖9 噴管尺寸對測點6和2的頻譜影響Fig.9 Effect of the nozzle size on the jet noise with point 6 and 2

3次實驗在測點6的聲壓級頻譜圖見圖9(a)。隨著噴管尺寸的增加，不同頻率下的聲壓級增大，但聲壓級峰值頻率變化不大。不同噴管尺寸對聲壓級峰值頻率影響較大，噴管喉徑由5 mm增加到10 mm時，峰值頻率從11 000 Hz減小到5 500 Hz，8 mm噴管的峰值頻率介于兩者之間，約為7 400 Hz。圖9(b)為不同噴管尺寸下測點2采集分析的頻譜圖，其變化規律與測點6的變化規律相同。

3 結論

(1)高超聲速噴流噪聲具有較強的指向性，在實驗一工況下，距離噴管出口2 m處，隨著測點偏離中心軸線角度從30°增加到180°，其聲壓級峰值從115.3 dB降低到87.8 dB，峰值頻率不變。聲壓級隨著到噴管出口距離的增加逐漸減小，其峰值頻率基本不變;在距離噴管出口較遠處，聲壓級隨頻譜變化波動加劇。

(2)隨著來流壓強的逐漸增大，在各個頻率下的聲壓級均逐漸增大。

(3)隨著噴管尺寸的增大，不同位置的測點其聲壓級峰值頻率逐漸降低，各個頻率下的聲壓級逐漸增大，其聲壓級峰值相對變化較小。

［1］Mcinerny S A.Characteristics and prediction of far-field rocket noise［J］.Journal of Noise Control Enginering，1992，38:17-25.

［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.

［4］Tam C K，Viswanathan K，Ahuja K K，et al.The sources of jet noise:experimental evidence［J］.Journal of Fluid Mechanics，2008，615:253-292.

［5］李鋒，劉小勇，鮑福廷.火箭發動機噪聲測試及預估研究［J］.聲電基礎，2009，33(9):53-60.

［6］汪海洋，李曉東.超音噴流嘯音發聲機理的實驗研究［J］.工程熱物理學報2006，27(2):232-234.

［7］喬渭陽.航空發動機氣動聲學［M］.北京:北京航空航天大學出版社，2010.

Impact study of nozzle size on the supersonic jet noise

HAN Lei1，HU Chun-bo1，LI Jia-ming1，LI lin1，LIU Xiao-yong2
(1.Northwestern Polytechnical Univ.，Xi＇an 710072，China;2.Xi＇an Aerospace Propulsion Institute，Xi＇an 710025，China)

To investigate the characteristics of supersonic jet noise and the impact of nozzle size on the acoustic distribution，a cold jet experimental system was designed in this paper.The jet noise from different size of nozzle and in different flow pressure was measured by the LMS data acquisition system and analyzed by the noise processing software.Experiment results show that the supersonic jet noise has a strong directionality，with the measuring point deviating from the central axis of the jet from 30°to 180°，the peak of the sound pressure level decreases，and the peak frequency changes little.With the increase of nozzle size，the sound pressure level increases，and the peak frequency decreases.Under this experiment conditions，the sound pressure level distributes at the bounds of 80 ～120 dB，and the peak frequency increases from less than 6 000 Hz to more than 11 000 Hz when the throat diameter of the nozzle decreases from 10 mm to 5 mm.

supersonic jet noise;noise field;distribution laws;cold jet experimental system

V448.15

A

1006-2793(2012)03-0352-04

2011-11-14;

2012-01-05。

韓磊(1982—)，男，碩士生，研究方向為宇航推進理論與工程。E-mail:honeyhan0926@sohu.com

(編輯:呂耀輝)