單噴管液體火箭發射噴流噪聲模擬試驗研究

陳勁松，曾玲芳，胡小偉，范 虹

（北京航天發射技術研究所，北京 100076）

單噴管液體火箭發射噴流噪聲模擬試驗研究

陳勁松＊，曾玲芳，胡小偉，范 虹

（北京航天發射技術研究所，北京 100076）

針對捆綁式運載火箭發射噪聲問題，研制了一種相對簡化的單噴管液體火箭發射噴流噪聲模擬試驗系統，開展了發射噴流噪聲模擬試驗研究。研究表明：受發射平臺結構擾動效應影響，空間高度方向發射噴流噪聲變化規律不同于自由噴流噪聲變化規律，但不同測點之間噪聲聲壓級隨時間變化規律存在相似性；發射噴流噪聲頻譜存在寬頻特性，同時還存在突出倍諧頻嘯叫特征或突出單基頻嘯叫特征。發射噴流噪聲模擬試驗過程中綜合了噴流流場研究，研究發現：噴流噪聲聲壓時域變化規律與發動機工作壓力、噴流流場壓力時域變化規律也存在相似性。

發射噴流噪聲；模擬試驗研究；噪聲聲壓；噪聲聲壓級；噪聲頻譜

0 引 言

運載火箭發射起飛階段，受發射系統干擾及多噴管發動機噴流噪聲自身耦合效應影響，發射噴流噪聲聲壓級峰值往往超過170dB。高聲強噴流噪聲對運載火箭、發射系統均存在嚴重影響。為確保運載火箭安全發射，包括歐空局在內國外很多國家航天部門已投入巨資研究運載火箭發射噴流噪聲，以研發配套噪聲控制技術。雖然運載火箭發射噴流噪聲與發射技術，特別是體現發射技術的具體發射系統結構擾動，關系密切。但是發射系統結構擾動條件下發射噴流噪聲數值模擬難度很大，而且數值模擬自身也需要試驗驗證，因此國外針對運載火箭發射噴流噪聲的研究往往依托專項試驗條件開展，并在具體研究過程中付出了大量艱辛勞動以解決試驗研究中出現的技術問題［23］。

近些年，我國圍繞正在開發的新一代捆綁式運載火箭發射噴流噪聲問題啟動了具體研究。新一代發射技術立足帶井字梁的發射平臺（如圖1所示），該發射平臺采用組合矩形導流孔。與國外發射噴流噪聲研究歷程類似，我國發射噴流噪聲研究第一步也是通過試驗研究噴流噪聲規律。本文針對捆綁式運載火箭發射噪聲問題，研制了一種相對簡化的單噴管液體火箭發射噴流噪聲模擬試驗系統，開展了發射噴流噪聲模擬試驗研究。

圖1 中國運載火箭發射技術方案示意圖Fig.1 Launching technique sketch of China launch vehicle

1 研究方法及研究方案

對開展的發射噴流噪聲研究方法及研究方案做說明如下：

1）發射噴流噪聲不可能依托小子樣發射試驗研究或發動機試車試驗研究，只能依托有限條件小尺度模擬試驗開展。充分考慮運載火箭發射平臺組合矩形導流孔結構方案及噴淋噴嘴陣列干擾效應，同時考慮液體火箭發動機技術復雜性，發射噴流噪聲試驗研究初期采用單噴管液體發動機條件，即研究單噴管液體火箭發射噴流噪聲，暫不考慮多噴管噴流彼此之間干擾及臺面其它復雜結構的干擾效應。“單噴管發動機與單導流孔、組合噴水噴嘴”集成單元試驗條件是后續模擬運載火箭多噴管噴流噪聲研究的基礎，也是后續研究結果相似性推演的基礎。

2）單噴管液體火箭噴流條件由模擬發動機結構及其產生的噴流介質控制。對于噴流介質條件，基于已有大量的文獻已得到的冷態噴流噪聲規律，結合小尺度條件高溫、高燃壓噴流介質燒蝕熱防護問題難以解決的現狀，立足循序漸進思想，試驗采用相對過量空氣-煤油燃燒方式生成介乎于冷態噴流介質與真實噴流介質之間的模擬噴流介質（見表1），該噴流介質條件下模擬發動機可以長時間重復使用。盡管“單噴管發動機與單導流孔、組合噴水噴嘴”集成單元試驗條件具備后續結構相似性推演基礎，但當前試驗發動機與原型發動機或全尺寸發動機噴流條件，特別是來流壓力、溫度并不存在嚴格意義的相似性關系［1］，當前試驗僅立足于上述集成單元條件下進行噴流噪聲基本規律及機理探索性研究，后續將拓展噴流噪聲試驗條件、試驗內容，實現試驗研究的漸進性與相似性。

3）為模擬噴流噪聲的高聲強效應，設計模擬發動機噴流噪聲功率不低于140dB。高聲強噪聲環境采用“一”型陣列聲壓傳感器測量噴流噪聲規律，該“一”型陣列聲壓傳感器布置于高剛度組合測試桿上，調整測試桿離噴流軸線距離、離噴口相對高度實現測試點空間位置的動態調整。實際試驗采用兩組“一”型陣列聲壓傳感器彼此校驗測試數據的可信度。

4）采用高度可調并兼具流場測試功能的擋流板，模擬發射平臺臺面擾動噴流時的噴流噪聲變化規律，同時可以研究噴流流場壓力與噴流噪聲聲壓關系。

開發的立式單噴管液體火箭發射噴流噪聲試驗系統方案如圖2所示。

圖2 單噴管液體火箭發射噴流噪聲試驗系統方案示意圖Fig.2 Conceptual drawing of launching jet noise test system for single-nozzle liquid rocket

立式單噴管液體火箭發射噴流噪聲試驗模擬發動機參數如表1。

表1 試驗模擬發動機參數Table 1 Parameters of test engine

2 研究內容及研究結果

2.1 試驗系統實景

立式單噴管液體火箭發射噴流噪聲試驗紅外實景照片如圖3。

圖3紅外照片顯示了噴流流場分布情況，也顯示了噴流受擋流板阻擋后加熱擋流板導致擋流板表面溫度較高的現象。試驗紅外熱像儀分辨率不足，尚不能清晰地分辨噴流內部結構信息。

圖3 噴流噪聲試驗紅外實景照片Fig.3 Infrared cutting－photo of jet noise test

2.2 空間不同測點位置噴流噪聲聲壓級變化關系

試驗記錄了空間不同位置噪聲聲壓數據，據此繪制不同測點聲壓級典型對比曲線如圖4。圖中n1、n2為測點序號，SPL為噪聲聲壓級英文名稱縮寫，參考聲壓2×10－5Pa。

圖4 空間不同位置噪聲聲壓繪制不同測點聲壓級典型對比曲線Fig.4 Time domain contrasting SPL curves about jet noise from different test points

圖4顯示兩個不同位置噪聲測點聲壓級曲線總體起伏規律基本一致，即噪聲聲壓級隨時間變化規律總體一致。不同位置噪聲聲壓級曲線存在相似特性，表明不同位置噪聲測點聲壓變化均受同一股噴流來流擾動、傳播控制，并且在空間沒有其它劇烈擾動因素干擾情況下，噴流來流控制占據主要因素。圖4也顯示不同位置噪聲測點聲壓級曲線在局部時間段存在細節差別，造成該細節差別的原因在于噴流噪聲傳播、擾動空間方向上疊加存在差異。

2.3 噴流噪聲頻譜特性

基于試驗聲壓記錄數據可開展發射噴流噪聲頻譜特性分析。分析發現存在如下典型頻譜特性。

圖5、圖6顯示，對于高聲強發射噴流噪聲（試驗條件下噴流噪聲聲壓級均超過135dB），噪聲頻譜曲線顯示在頻率10～30kHz范圍內，噴流噪聲聲壓級分布連續，并且對應頻率聲壓級均較高，充分說明發射噴流噪聲存在寬頻特征。發射噴流噪聲主要由噴流流場產生，發射噴流噪聲存在寬頻特征表明噴流內部流動存在寬頻特性。

圖5 存在突出倍諧頻嘯叫特征的噴流噪聲頻譜曲線Fig.5 Jet noise frequency spectrum with conspicuous multiple screaming frequencies

圖6 存在突出單基頻嘯叫特征的發射噴流噪聲頻譜曲線Fig.6 Jet noise frequency spectrum with conspicuous single screaming frequencies

圖5、圖6同時顯示高聲強發射噴流噪聲存在突出的嘯叫現象，并且這類嘯叫現象又分為兩類：一類是噪聲頻譜存在突出倍諧頻嘯叫特征，試驗條件下基頻為2.26kHz，倍諧頻為4.52kHz；另一類是噪聲頻譜存在突出單基頻嘯叫特征，試驗條件下單基頻為2.53kHz。造成高聲強發射噴流噪聲存在嘯叫現象的原因應與噴流特殊的流場結構有關。當前初步推斷與噴流激波直接有關。噴流激波類似一堵無形的墻，高速來流沖擊該墻的“錘擊”效應形成嘯叫。至于倍諧頻現象，則需要進一步研究分析。

2.4 噴流噪聲聲壓級隨高度變化規律

試驗記錄噴流噪聲測試桿上各測點噪聲聲壓級隨高度變化關系見圖7，圖中橫坐標數值對應相對噴口高度，橫坐標負數值表示在噴口下方離噴口實際距離。

圖7 各測點噪聲聲壓級隨高度變化曲線Fig.7 SPL curve along height about noise test points

當前，沒有發射平臺、導流設施或擋流板結構擾動條件下的無障礙自由噴流流動產生的噪聲研究已經取得系列成果。文獻［3］基于無障礙自由噴流流動噪聲規律研究提出了空間不同位置自由噴流噪聲聲壓估算公式，基于該公式，可以估算采用本試驗系統模擬發動機條件下自由噴流噪聲場測點位置噪聲聲壓。將估算聲壓與圖7試驗測試結果進行對比，得到圖8的對比曲線。

圖8 噪聲聲壓級理論預示與試驗對比曲線Fig.8 Comparison of SPL along height between test and prediction

圖7、圖8顯示，噴流噪聲測試桿上噪聲測點離噴口下方一定距離處（－500mm左右）噴流噪聲聲壓級較低，而自由噴流噪聲聲壓級在此處原該出現峰值。噴口上方（即沿箭體方向）噴流噪聲聲壓級幅度較緩并且明顯高于預測值。兩個方面的明顯差異充分說明模擬發射平臺擾動條件下，原向下傳播并增強相應位置處聲壓級的噪聲，改為向上反射，增強了噴口上方噪聲測點聲壓級。這也解釋了發射起飛階段箭體噴流噪聲聲壓較強原因所在，同時進一步說明研究發射噴流噪聲不能忽略具體發射平臺的干擾效應。

2.5 噴流噪聲聲壓與發動機工作壓力、噴流流場壓力關系

基于試驗記錄數據繪制噴流噪聲聲壓與發動機工作壓力對比曲線如圖9，噴流噪聲聲壓與噴流流場壓力對比曲線如圖10。

圖9、圖10顯示，盡管噴流噪聲聲壓存在局部細節波動，噴流流場壓力也存在局部波動，但噪聲測試桿上噪聲測點記錄的噪聲聲壓隨時間變化規律與發動機工作壓力隨時間變化規律、噴流流場壓力隨時間變化規律總體一致。因此，在小尺度試驗研究相對充分、系統的條件下，可以基于發動機工作壓力、噴流流場壓力測定值估算或預示發射噴流噪聲壓力，也為高聲強噪聲傳感器測試能力不足、數值模擬能力不足的現實情況下，利用小尺度試驗噴流噪聲結果推演真實發射試驗噴流噪聲奠定了相關研究基礎。

圖9 噴流噪聲聲壓與發動機工作壓力對比曲線Fig.9 Comparison curves between sound pressure of jet noise and working pressure of engine

圖10 噴流噪聲聲壓與噴流流場壓力對比曲線Fig.10 Comparison curves between sound pressure of jet noise and pressure of jet flow

3 結 論

基于捆綁式運載火箭發射技術特點，設計了相對簡化的單噴管液體火箭發射噴流噪聲模擬試驗系統結構方案，提出了高聲強噪聲測試思路，完成了發射噴流噪聲模擬試驗系統研制，以及多次發射噴流噪聲模擬試驗研究，獲取了比較系統的發射噴流噪聲模擬試驗數據。

（1）發射噴流噪聲模擬試驗研究發現：空間不同高度相關測點噪聲聲壓級隨時間變化規律存在相似性；受發射平臺擾動效應影響，空間高度方向發射噴流噪聲變化規律不同于自由噴流噪聲變化規律。

（2）發射噴流噪聲模擬試驗得到的聲壓頻譜曲線顯示，在頻率很寬范圍內噴流噪聲聲壓持續較高，即發射噴流噪聲頻譜存在寬頻特性。噴流噪聲頻譜曲線還顯示存在突出倍諧頻嘯叫特征或突出單基頻嘯叫特征。

（3）發射噴流噪聲模擬試驗還研究了噴流噪聲聲壓與發動機工作壓力、噴流流場壓力關系。研究發現噴流噪聲聲壓與發動機工作壓力、噴流流場壓力之間也存在相似性，為后續基于發動機工作壓力、噴流流場壓力預測發射噴流噪聲壓力提供了研究基礎。

發射噴流噪聲模擬試驗系統受模擬條件限制，特別是模擬發動機工作條件限制，尚不足以建立模擬試驗與真實發射試驗之間的演繹關系。因此，相關規律尚不足以直接外推到實際發射試驗噴流噪聲規律，需要進一步拓展模擬試驗條件。

［1］ Chen J S，Ma H Y，Lin Y，The similarity parameters of subscale test for simulating dynamics of launch combustion-gas jet［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2005，23（3）：307-311.陳勁松，馬鴻雅，林禹.火箭發射燃氣噴流縮比試驗相似參數［J］.空氣動力學學報，2005，23（3）：307-311.

［2］ GélyD，Elias G，Bresson C.Reduction of supersonic jet noiseapplication to the Ariane 5launch vehicle［R］.AIAA 2000-2026.6th AIAA／CEAS Aeroacoustics Conference.Lahaina，Hawaii，2000.

［3］ Kandula M，Vu B.On the scaling laws for jet noise in subsonic and supersonic flow［C］／／9th AIAA／CEAS Aeroacoustics Conference and Exhibit.Hilton Head，South Carolina，2003.

Test on launch jet noise of liquid rocket with single nozzle

Chen Jinsong＊，Zeng Lingfang，Hu Xiaowei，Fan Hong
（Beijing Institute of Aerospace Launch Technology，Beijing 100076，China）

Based on the distinguishing launch technology of trapped launch vehicle，a simplified launch jet noise test system is designed and developed.The test system can be used to simulate jet noise and jet flow field about liquid rocket launching with single nozzle.Then the series of launch jet noise tests are accomplished.The test results show that the height domain SPL curves of launch jet noise are different from that of free jet noise，while changes of SPL along with time among different test points show the similar tendency，which is caused by the launch pad disturbing.The frequency domain SPL curves indicate that there are wide frequency characteristics and distinct screams about the launch jet noise，and the screams of launch jet noise usually have harmonic multiple frequencies or monophonic frequency.The launch jet flow field tests accomplished with the launch jet noise tests show that the developing tendencies of time domain SPL curves of launch jet noise are also similar with that of the engine working pressure and the launch jet flow pressure.

launch jet noise；simulating test；sound pressure of noise；sound pressure level of noise；frequency spectrum of noise

V411.6

：Adoi：10.7638／kqdlxxb-2014.0052

2014-06-09；

2014-10-10

陳勁松＊（1973-），男，博士，研究員，主要從事空氣動力學、發射技術研究.E-mail：cjs＿sy＿yunju＠aliyun.com

陳勁松，曾玲芳，胡小偉，等.單噴管液體火箭發射噴流噪聲模擬試驗研究［J］.空氣動力學學報，2015，33（6）：818-822.

10.7638／kqdlxxb-2014.0052 Chen J S，Zeng L F，Hu X W，et al.Test on launch jet noise of liquid rocket with single nozzle［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（6）：818-822.

0258-1825（2015）06-0818-05