火箭发动机超声速过膨胀射流气动噪声特性研究

发布时间：2022-02-05 07:37

　　采用大涡模拟LES方法计算了火箭发动机超声速过膨胀射流形态及近场声压分布,研究了入口温度与环境温度的比值（温度比）对声场的影响;将声源分解,基于Ffowcs Williams-Hawkings （FW-H）方程获取了不同位置噪声源的远场噪声,并根据声压级频谱和湍流形态分析了超声速射流噪声的产生机理。研究表明,超声速过膨胀射流气动噪声由湍流混合噪声和宽频激波噪声组成,近场噪声源以马赫波形式向大方位角辐射中高频噪声,下游大尺度湍流向低方位角范围辐射低频噪声,声压级峰值频率随观测角度增大而升高;随温度比升高,马赫波辐射角度增大,噪声指向性发生改变。该研究可为运载火箭发动机地面试车或火箭发射段声学环境设计提供参考。 

【文章来源】：宇航学报. 2020,41(09)北大核心EICSCD

【文章页数】：8 页

【部分图文】：

射流计算域尺寸及边界条件

采用结构化网格对计算域进行了离散。网格划分细节如图2和图3所示,喷管入口处、壁面附近对网格进行了加密。计算模型共包括六面体网格484万,最小网格尺寸为0.4 mm。根据网格尺寸和射流速度,将非稳态计算时间步长设定为Δt=2.5×10-6 s。为避免初场对非稳态流场计算结果的影响,在非稳态计算满足Uj·t>2xmax,即8000个时间步后开始进行声学计算。图3 空气入口及燃气入口网格划分细节

空气入口及燃气入口网格划分细节

【参考文献】：
期刊论文
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[3]发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟[J]. 李国良,杨云军,龚安龙,刘周.  宇航学报. 2018(01)
[4]航天器声振力学环境预示与验证[J]. 朱卫红,韩增尧,邹元杰,刘绍奎,王泽宇.  宇航学报. 2016(09)
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本文编号：3614838