脈動噴氣發(fā)動機噪聲特性研究

康楊，翁春生，李寧

(南京理工大學(xué) 瞬態(tài)物理國家重點實驗室， 江蘇 南京 210094)

脈動噴氣發(fā)動機噪聲特性研究

康楊，翁春生，李寧

(南京理工大學(xué) 瞬態(tài)物理國家重點實驗室， 江蘇 南京 210094)

為了研究脈動噴氣發(fā)動機噪聲特性，搭建了Helmholtz型脈動噴氣發(fā)動機噪聲試驗測試系統(tǒng)。對不同管長的脈動噴氣發(fā)動機管外，不同距離、不同角度處發(fā)動機噪聲進行了測量。試驗結(jié)果表明：脈動噴氣發(fā)動機噪聲呈現(xiàn)周期性、低頻性的特點；脈動噴氣發(fā)動機噪聲基頻由其工作頻率決定，噪聲的基頻成分對總噪聲的貢獻值最大；隨著傳播距離的增加，脈動噴氣發(fā)動機噪聲聲壓級逐漸減小，其衰減幅度略大于球面波衰減規(guī)律，不同角度處的噪聲衰減規(guī)律幾乎一致；不同傳播距離處的噪聲呈現(xiàn)出相同的軸向指向性；隨著脈動噴氣發(fā)動機尾噴管長度的增加，其噪聲聲壓級及基頻均隨之降低，但尾噴管長度的增加對其噪聲指向性沒有影響。

兵器科學(xué)與技術(shù)； 脈動噴氣發(fā)動機； 噪聲特性； 衰減規(guī)律； 指向性

0 引言

脈動噴氣發(fā)動機是一種利用脈動燃燒產(chǎn)生間歇性推力的非穩(wěn)態(tài)推進裝置[1]。該發(fā)動機具有自吸氣功能，可自行吸入燃燒所需的燃料和空氣，再由上一循環(huán)在燃燒室內(nèi)殘留高溫燃氣點火，實現(xiàn)連續(xù)工作。發(fā)動機的點火系統(tǒng)可以在初次點火形成脈動燃燒過程后脫離發(fā)動機而留在地面。因此，脈動噴氣發(fā)動機燃燒強度高，推重比高，供油點火啟動簡單，結(jié)構(gòu)簡單緊湊等特點，使其成為未來無人機、巡飛彈等武器系統(tǒng)的理想巡航動力方案[2-4]。然而脈動噴氣發(fā)動機在工作時會產(chǎn)生較大噪聲，噪聲輻射會直接影響影響到飛行器隱身以及結(jié)構(gòu)聲疲勞等方面，對脈動噴氣發(fā)動機的整體性能以及飛行器安全構(gòu)成了嚴重威脅。因此對脈動噴氣發(fā)動機噪聲的研究很有必要。

脈動噴氣發(fā)動機的工作原理是在聲學(xué)結(jié)構(gòu)條件下形成脈動燃燒工作過程。脈動燃燒是指在一定的聲學(xué)條件控制下周期性的燃燒過程，即當(dāng)火焰的熱釋放脈動和燃燒室聲場同相時，燃燒室內(nèi)的壓力振蕩不斷加強，最后形成大幅度壓力振蕩[5]。脈動噴氣發(fā)動機燃燒室的壓力振幅與燃燒器結(jié)構(gòu)無關(guān)，而主要受熱負荷的大小影響，而脈動噴氣發(fā)動機的運行頻率則受燃燒器的結(jié)構(gòu)影響，同時，熱負荷增大，頻率也增大。

目前，國外針對脈動噴氣發(fā)動機的降噪和聲學(xué)特性分析進行了一定研究。在試驗方面，Ohiwa等將脈動噴氣發(fā)動機尾管橫截面積從5 cm2減小至2.5 cm2，發(fā)現(xiàn)噪聲值降低了5 dB[6]。Unui等在兩個相同功率工作的并行脈動燃燒室的排氣尾管間安裝連通管和去耦室，試驗發(fā)現(xiàn)此方法可有效降低6.5 dB噪聲值[7]。McQuay等研究了Rijke型脈動燃燒器的聲學(xué)特性對丙烷擴散燃燒火焰的熱力學(xué)結(jié)構(gòu)影響，試驗發(fā)現(xiàn)不同聲學(xué)模態(tài)的脈動頻率不是基頻的倍數(shù)并且火焰高度和結(jié)構(gòu)在脈動燃燒初期就會發(fā)生重大變化[8]。Dubey等研究Rijke型脈動燃燒器內(nèi)乙醇噴霧燃料的燃燒特性時發(fā)現(xiàn)，由于脈動聲場的存在，乙醇噴霧的索太爾平均直徑和算術(shù)平均直徑分別減小15%和20%，但其對于水噴霧的霧化和液滴擴散過程幾乎沒有影響[9]。Kilicarslan等對氣體燃料的脈動噴氣發(fā)動機進行試驗研究，研究表明脈動噴氣發(fā)動機噪聲聲壓級隨尾管管長的增加呈現(xiàn)遞減趨勢，并且發(fā)動機的排氣噪聲高于進氣噪聲，在尾管長保持定值條件下研究，聲能量隨著頻率增加而降低[10]。在數(shù)學(xué)建模和噪聲特性研究方面，Barr等建立了氣體燃料脈動燃燒器的數(shù)學(xué)模型，探究脈動燃燒器的聲學(xué)特性，研究發(fā)現(xiàn)脈動燃燒器噪聲受排氣尾管的長度和溫度分布影響，噪聲越大，脈動燃燒效果更好[11]。Margolis基于非線性動力學(xué)研究了脈動燃燒驅(qū)動裝置控制聲學(xué)模態(tài)相互作用的影響，并表明該方法可以應(yīng)用于其他燃燒驅(qū)動如火箭發(fā)動機的聲學(xué)問題等[12]。Maqbool等利用流體- 電學(xué)類比和傳輸線理論提出了一種分析無閥式脈動噴氣發(fā)動機運行特性的聲學(xué)方法。他們假定無閥式脈動噴氣發(fā)動機是一種截面積和溫度隨發(fā)動機長度變化的聲管，可由其截面積及試驗測得的軸向溫度建立對應(yīng)數(shù)學(xué)模型，求出其工作頻率和軸向壓力分布。結(jié)果表明，此方法適用于各種形狀結(jié)構(gòu)的無閥式脈動噴氣發(fā)動機。由該方法得到的無閥式脈動噴氣發(fā)動機的工作頻率與試驗測得誤差僅為6%，與已有模型相比有較大優(yōu)勢[13]。

國內(nèi)在脈動噴氣發(fā)動機的噪聲方面的研究相對較少。許林云等分析了小型脈動噴氣發(fā)動機的結(jié)構(gòu)特點，構(gòu)建了對應(yīng)的聲學(xué)模型，并對發(fā)動機排氣噪聲、進氣噪聲和燃燒噪聲進行針對性測量，試驗結(jié)果表明排氣噪聲是脈動發(fā)動機的主要聲源且呈現(xiàn)單向指向性[14]。鐘英杰等采用內(nèi)外流場耦合建模的方法研究了Rijke管脈動內(nèi)流場。模擬了Rijke管的聲學(xué)特性，分析了Rijke管自激振蕩的機理，模擬結(jié)果與試驗結(jié)果吻合較好[15]。初敏等對非線性熱源項的聲波方程進行數(shù)值求解，成功捕捉到Rijke管內(nèi)壓力的起振過程，數(shù)值模擬結(jié)果與試驗符合較好[16]。胡聲超等提出采用多噴管代替單噴管進行降噪的方案，數(shù)值模擬研究了單噴管及多噴管射流流場及聲學(xué)特性，研究結(jié)果表明多噴管結(jié)構(gòu)在保證發(fā)動機主要性能參數(shù)的前提下，起到了較為明顯的降噪效果[17]。商霖等進行了固體火箭發(fā)動機地面熱試車試驗，通過層層分解將相互混疊的環(huán)境因素/產(chǎn)品狀態(tài)剝離，獲取了單激勵或某狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)響應(yīng)[18]。

本文基于前人研究基礎(chǔ)上，系統(tǒng)化研究Helmholtz型脈動噴氣發(fā)動機的聲學(xué)特性。通過對4種不同尾噴管管長的脈動噴氣發(fā)動機噪聲測試研究，分析脈動噴氣發(fā)動機噪聲的時域特性、頻譜特性、能量分布、傳播衰減規(guī)律和指向性規(guī)律以及不同尾噴管管長對聲學(xué)性能的影響。研究結(jié)果可為脈動噴氣發(fā)動機的未來工程化應(yīng)用提供降噪的理論基礎(chǔ)。

1 脈動噴氣發(fā)動機聲學(xué)特性試驗系統(tǒng)

脈動噴氣發(fā)動機聲學(xué)輻射特性試驗系統(tǒng)主要由Helmholtz型脈動噴氣發(fā)動機、壓力測試系統(tǒng)、聲學(xué)測試系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等組成，如圖1所示。

圖1 脈動噴氣發(fā)動機聲學(xué)輻射特性試驗布置圖Fig.1 Schematic diagram of experimental setup

試驗中脈動噴氣發(fā)動機燃燒室柱部內(nèi)徑60 mm，長度110 mm. 采用汽油為燃料，通過單向閥自吸空氣為氧化劑，初始啟動采用高能火花塞點火。為了研究脈動噴氣發(fā)動機尾噴管長度對聲學(xué)性能的影響，設(shè)計了4種管長的脈動噴氣發(fā)動機尾噴管，尾噴管長度分別為680 mm、880 mm、1 080 mm和1 280 mm，尾噴管內(nèi)徑均為30 mm.

測試系統(tǒng)中，壓力和聲壓的測量分別采用美國PCB公司的高頻動態(tài)傳感器和聲傳感器。壓力傳感器布置于脈動噴氣發(fā)動機燃燒室中部，聲傳感器布置于尾噴管管外水平面0°、15°、30°、45°、60°和90°方向上，距排氣噴管管口距離為r，高度與管中心點位置保持一致。其中，角度定義如圖1中θ所示。在相同工況下，分別對脈動噴氣發(fā)動機在2 m、3 m、4 m和5 m相應(yīng)位置處的噪聲進行測試。測試得到的壓力電信號和噪聲電信號，通過信號放大器和模擬信號與數(shù)字信號轉(zhuǎn)換器處理后由同步數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄，采樣率為500 000 Hz.

2 脈動噴氣發(fā)動機聲學(xué)特性分析

2.1 脈動噴氣發(fā)動機噪聲信號分析

脈動噴氣發(fā)動機采用脈動燃燒方式，燃燒室內(nèi)壓力脈動明顯。圖2為尾噴管管長為680 mm的脈動噴氣發(fā)動機燃燒室中部壓力瞬時值隨時間的變化曲線。由圖2可知，脈動噴氣發(fā)動機工作過程中壓力波形近似于正弦波，其壓力峰值約為33 kPa. 從圖2中相鄰兩個壓力脈動信號之間的時間間隔可計算出脈動噴氣發(fā)動機的工作周期約為0.010 37 s，進而得出工作頻率約為97 Hz.

圖2 脈動噴氣發(fā)動機燃燒室壓力- 時間變化曲線Fig.2 Curve of pressure in combustion chamber of pulsejet engine

圖3為同步測量得到的脈動噴氣發(fā)動機管外2 m處0°方向上的噪聲時域波形。對比圖2與圖3可以看出，脈動噴氣發(fā)動機噪聲輻射呈現(xiàn)周期性的特點，其基頻與脈動噴氣發(fā)動機工作頻率幾乎一致。

圖3 脈動噴氣發(fā)動機發(fā)動機噪聲時域信號Fig.3 Time-domain signal of pulsejet engine noise

對脈動噴氣發(fā)動機管外2 m處0°方向上的噪聲時域信號進行頻譜分析，得到其噪聲頻譜圖，如圖4所示。從圖4中可知，脈動噴氣發(fā)動機噪聲由基頻和諧頻組成，近似于單頻噪聲。其中，脈動噴氣發(fā)動機噪聲基頻為97 Hz，與脈動噴氣發(fā)動機燃燒室壓力脈動頻率一致，聲壓級為102.8 dB. 諧頻則位于194 Hz、291 Hz和388 Hz，分別為基頻的 2次、3次和4次倍頻成分，但噪聲強度大大減弱，對應(yīng)聲壓級分別為93.4 dB、83.8 dB和81.94 dB. 當(dāng)脈動噴氣發(fā)動機工作時，從脈動噴氣發(fā)動機尾噴管周期性排放高溫已燃氣體，使脈動噴氣發(fā)動機尾噴管外部空氣的壓強和密度不斷受到擾動產(chǎn)生噪聲，這種噪聲是一種類似于脈動質(zhì)量的點源，即單極子聲源[19]。這與脈沖爆轟發(fā)動機的噪聲特性有著明顯區(qū)別。脈沖爆轟發(fā)動機噪聲中存在單極子源和4極子源[20-22]。

圖4 脈動噴氣發(fā)動機在2 m處0°方向噪聲頻譜圖Fig.4 Noise spectra of pulsejet engine in direction of 0°at 2 m

人耳能聽到的聲音頻率范圍很廣，為20 Hz～20 kHz. 圖5為脈動噴氣發(fā)動機噪聲能量累計分布圖。從圖5中可知，50%脈動噴氣發(fā)動機噪聲能量累計頻率為143 Hz，90%脈動噴氣發(fā)動機噪聲能量累計頻率為1 176 Hz，因此脈動噴氣發(fā)動機噪聲主要集中于低頻段，基頻成分對總噪聲的貢獻值最大，在人耳敏感的聲音頻率范圍內(nèi)。從脈動噴氣發(fā)動機的噪聲頻譜與噪聲能量累計分布來看，脈動噴氣發(fā)動機的聲學(xué)特性與其工作頻率有很大關(guān)系。

圖5 脈動噴氣發(fā)動機噪聲能量累計分布Fig.5 Cumulative distribution of noise energy of pulsejet engine

2.2 脈動噴氣發(fā)動機噪聲衰減規(guī)律研究

通過對脈動噴氣發(fā)動機噪聲時域及頻譜信號的研究，選取有效聲壓級Le,T對脈動噴氣發(fā)動機聲學(xué)性能進行研究。脈動噴氣發(fā)動機有效聲壓級是聲壓- 時間曲線在一定時間內(nèi)的有效聲壓的分貝值為

(1)

式中：Le,T為有效聲壓級(dB)；p(t)為噪聲瞬時聲壓；p0為基準聲壓，p0=2×10-5Pa；T為聲壓測試中的一段時間間隔。

圖6為尾噴管管長為680 mm的脈動噴氣發(fā)動機噪聲隨距離r變化規(guī)律，脈動噴氣發(fā)動機噪聲隨著距離的增加而不斷減小。0°方向脈動噴氣發(fā)動機在2 m處噪聲聲壓級為107.94 dB，0°方向脈動噴氣發(fā)動機在5 m處噪聲聲壓級為103.67 dB，二者相差4.27 dB，衰減幅度大于球面波衰減規(guī)律，這是因為脈動噴氣發(fā)動機噪聲中的高頻分量的非線性特性增大了噪聲的衰減，使得噪聲衰減幅度大于球面波衰減規(guī)律。圖6還給出了脈動噴氣發(fā)動機在不同方向噪聲衰減規(guī)律，衰減規(guī)律與0°方向衰減規(guī)律幾乎一致。按照球面波衰減規(guī)律，距離加倍聲衰減量為3 dB，r從2 m到4 m，噪聲在0°、30°和45°方向上的衰減量分別為3.579 dB、3.171 dB和3.767 dB，均略高于正常規(guī)律所衰減的量。

圖6 脈動噴氣發(fā)動機噪聲隨距離的變化曲線Fig.6 Engine noise vs. distance

2.3 脈動噴氣發(fā)動機噪聲指向性研究

在相同工況下，分別對尾噴管管長l為680 mm的脈動噴氣發(fā)動機在r為2 m、3 m，4 m和5 m處噪聲指向性進行研究，測試結(jié)果如圖7所示。從指向圖7中可以看出：r為2 m時，0°方向上脈動噴氣發(fā)動機噪聲有效聲壓級最大，隨著角度的增加，聲壓級逐漸變小，0°、15°、30°、45°、60°和90°方向聲壓級分別為107.84 dB、106.54 dB、106.30 dB、105.60 dB、103.54 dB和102.99 dB；r為3 m、4 m、5 m時脈動噴氣發(fā)動機噪聲指向性與r為2 m處的指向性規(guī)律較為一致。因此，脈動噴氣發(fā)動機噪聲沿尾噴管軸線方向比偏離軸向各方向均要高，且偏離軸向方向角度越大、噪聲降得越多，具有明顯的軸向指向性。這是因為脈動噴氣發(fā)動機燃燒產(chǎn)物沿尾噴管軸向流入靜止或者流速較慢的氣流時，高速流動的燃燒產(chǎn)物與周圍相對靜止的空氣急劇混合，從而使得燃燒產(chǎn)物的邊界層中形成強烈的湍流脈動，流動區(qū)域內(nèi)壓力起伏引起密度的起伏，并傳播到流動區(qū)域之外的介質(zhì)中。因此，燃燒產(chǎn)物排出的方向，即脈動噴氣發(fā)動機尾噴管軸向方向的噪聲最大。

圖7 脈動噴氣發(fā)動機在不同r處噪聲指向圖Fig.7 Directivity of pulsejet engine noise at r

3 尾噴管管長對脈動噴氣發(fā)動機聲學(xué)性能的影響

脈動噴氣發(fā)動機工作頻率對其聲學(xué)性能有很大影響，而其工作頻率又由脈動噴氣發(fā)動機的結(jié)構(gòu)尺寸決定。文獻[23]給出脈動噴氣發(fā)動機燃燒室- 噴管工作頻率f計算公式為

(2)

式中：a為本地音速(m/s)；So為尾噴管出口面積(m2)；Vc為燃燒室體積(m3)；l為尾噴管管長(m)。由此可見當(dāng)尾噴管出口面積不變，管長增長時，脈動噴氣發(fā)動機工作頻率降低。

圖8為脈動噴氣發(fā)動機噪聲基頻f0隨尾噴管管長l變化的試驗測試結(jié)果。從圖8中可以看出，680 mm、880 mm、1 080 mm和1 280 mm尾噴管管長的脈動噴氣發(fā)動機噪聲基頻分別為97 Hz、90 Hz、85 Hz和82 Hz. 由(2)式可計算得出的680 mm、880 mm、1 080 mm和1 280 mm尾噴管管長的脈動噴氣發(fā)動機理論工作頻率分別為98 Hz、86 Hz、78 Hz和72 Hz，與試驗測得的相對應(yīng)的脈動噴氣發(fā)動機噪聲基頻的相對誤差在14%之內(nèi)。隨著尾噴管管長的增加，脈動噴氣發(fā)動機噪聲基頻減小，但基頻減小速度則隨著脈動噴氣發(fā)動機管長的增加而降低。分析其原因，脈動噴氣發(fā)動機尾噴管管長增長后，脈動噴氣發(fā)動機的工作頻率降低，導(dǎo)致脈動噴氣發(fā)動機噪聲基頻隨尾噴管管長的增長而減小。

圖8 尾噴管管長對噪聲基頻影響的試驗結(jié)果Fig.8 Effect of tailpipe length on fundamental frequency of pulsejet engine

圖9為脈動噴氣發(fā)動機在管外2 m處0°、30°和45°方向上的噪聲隨管長的變化曲線。從圖9中可以看出，680 mm、880 mm、1 080 mm和1 280 mm尾噴管管長的脈動噴氣發(fā)動機在0°方向上噪聲聲壓級分別為107.84 dB、107.27 dB、105.94 dB和103.05 dB，其噪聲衰減幅值分別為0.57 dB、1.33 dB和2.89 dB. 圖9還給出了30°方向和45°方向脈動噴氣發(fā)動機噪聲隨管長的變化曲線，分析可知尾噴管管長對脈動噴氣發(fā)動機不同角度處噪聲聲壓級作用規(guī)律與0°方向一致。由此可見，脈動噴氣發(fā)動機噪聲隨發(fā)動機尾噴管管長的增長而降低，并且噪聲衰減速度也隨著管長的增加而加快。分析其原因，脈動噴氣發(fā)動機尾噴管管長增長后，在其膨脹排氣階段，燃燒產(chǎn)物沿尾噴管向后流動所受阻力增大，在其供油供氣量不變的前提下，由于耗散作用，尾噴管出口氣流脈動的能量降低，即尾噴管出口氣流的速度與壓力均降低，使得其噪聲聲壓級降低，噪聲頻率降低。

圖9 尾噴管管長對聲壓級的影響Fig.9 Effect of tailpipe length on sound pressure level

圖10為4種尾噴管管長的脈動噴氣發(fā)動機噪聲指向性圖。從圖10中可以看出，4種尾噴管管長的脈動噴氣發(fā)動機在0°方向上噪聲均高于其他方向噪聲，且隨著偏離軸線方向的角度越大，噪聲越小。因此，4種尾噴管管長的噪聲指向性幾乎一致，均具有明顯的軸向指向性。由此可見，當(dāng)脈動噴氣發(fā)動機尾噴管管長增長而結(jié)構(gòu)不變時，脈動噴氣發(fā)動機膨脹排氣過程燃燒產(chǎn)物出管口時壓力波的指向性不變，因此增長脈動噴氣發(fā)動機尾噴管管長不能改變其噪聲指向性。

圖10 尾噴管管長對指向性的影響Fig.10 Effect of tailpipe on directivity of pulsejet engine noise

4 結(jié)論

本文通過對不同尾噴管管長的Helmholtz型脈動噴氣發(fā)動機聲學(xué)特性展開試驗研究，得出以下結(jié)論：

1) 脈動噴氣發(fā)動機噪聲輻射呈現(xiàn)周期性的特點，其基頻與發(fā)動機工作頻率完全一致，噪聲主要集中在低頻段，基頻噪聲峰值高于其諧頻噪聲峰值，基頻成分對總噪聲的貢獻值更大。

2) 隨著傳播距離的增加，脈動噴氣發(fā)動機噪聲聲壓級逐漸減小，并且噪聲衰減略高于正常衰減規(guī)律的衰減量。脈動噴氣發(fā)動機在不同方向噪聲衰減規(guī)律幾乎一致。脈動噴氣發(fā)動機噪聲在尾噴管出口2 m、3 m、4 m和5 m處均具有明顯的軸向指向性。

3) 當(dāng)脈動噴氣發(fā)動機尾噴管直徑保持不變，管長從680 mm到1 280 mm以200 mm等間隔增長時，脈動噴氣發(fā)動機出口氣流脈動的能量降低，工作周期變長，工作頻率降低，從而使得其噪聲聲壓級降低，噪聲頻率降低。而增長脈動噴氣發(fā)動機尾噴管管長并不能改變其噪聲指向性。

References)

[1] Putnam A A, Belles F E, Kentfield J A C. Pulse combustion[J]. Progress in Energy and Combustion Science, 1986, 12(1): 43-79.

[2] Keller J O, Bramlette T T, Dec J E, et al. Pulse combustion: the importance of characteristic times[J]. Combustion and Flame, 1989, 75(1): 33-44.

[3] 魏韜, 武曉松, 蔡文祥. 無閥式脈沖噴氣發(fā)動機性能預(yù)示簡化模型[J]. 航空動力學(xué)報, 2012, 27(1): 225-232. WEI Tao, WU Xiao-song, CAI Wen-xiang. Simplified analytical models for performance prediction of valveless pulsejet[J]. Journal of Aerospace Power, 2012,27(1):225-232.(in Chinese)

[4] Kentfield J. The potential of valveless pulsejets for small UAV propulsion applications[C]∥34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Cleveland, OH,US: AIAA, 1998.

[5] 程顯辰. 脈動燃燒[M]. 北京：中國鐵道出版社, 1994. CHENG Xian-chen. Pulse combustion[M]. Beijing: China Railway Publishing House, 1994.(in Chinese)

[6] Ohiwa N, Yamaguchi S, Hasegawa T. An experimental study of the ignition and combustion mechanisms in a pulse combustor. A new approach to a wide-range and low-noise pulse combustor[J]. JSME International Journal, 1987, 30(268): 1608-1614.

[7] Isao I, Kenji O, Mitsuyoshi N, et al. Development of a low noise pulse combustor[J].Combustion Science and Technology, 1987, 52(1/2/3): 107-119.

[8] McQuay M Q, Dubey R K, Carvalho J A. The effect of acoustic mode on time-resolved temperature measurements in a Rijke-tube pulse combustor[J]. Fuel, 2000, 79(13): 1645-1655.

[9] Dubey R K, Black D L, McQuay M Q, et al. The effect of acoustics on an ethanol spray flame in a propane-fired pulse combustor[J]. Combustion and Flame, 1997, 110(1): 25-38.

[10] Kilicarslan A, Arisoy A. Acoustic analysis of a liquefied petroleum gas-fired pulse combustor[J]. Applied Acoustics, 2008, 69(9): 770-777.

[11] Barr P K, Keller J O, Bramlette T T, et al. Pulse combustor modeling demonstration of the importance of characteristic times[J]. Combustion and Flame, 1990, 82(3/4): 252-269.

[12] Margolis S B. The nonlinear dynamics of intrinsic acoustic oscillations in a model pulse combustor[J]. Combustion and Flame, 1994, 99(2): 311-322.

[13] Maqbool D, Cadou C P. Acoustic analysis of valveless pulsejet engines[J]. Journal of Propulsion and Power, 2016,33(1):62-70.

[14] 許林云, 周宏平, 馬夢楠. Helmholtz 型脈沖發(fā)動機噪聲構(gòu)成分析[J]. 中國農(nóng)機化學(xué)報, 2014, 35(3): 183-186. XU Lin-yun, ZHOU Hong-ping, MA Meng-nan. Noise analysis of Helmholtz type of pulse jet engine[J]. Journal of Chinese Agricultural Mechanization, 2014, 35(3): 183-186. (in Chinese)

[15] 鐘英杰,鄧凱,張國俊,等.內(nèi)外流場耦合法數(shù)值研究 Rijke 管聲學(xué)特性[J]. 聲學(xué)學(xué)報, 2007, 32(6): 559-565. ZHONG Ying-jie, DENG Kai, ZHANG Guo-jun,et al. Investigation on Rijke pipe’s acoustic characteristics by numerical simulation:modeling the pulsing flow field coupled the inner of pipe with its outer space[J]. Chinese Journal of Acoustics, 2007, 32(6): 559-565.(in Chinese)

[16] 初敏,徐旭. Rijke管自激熱聲振蕩的數(shù)值模擬[J]. 聲學(xué)學(xué)報, 2015, 40(1): 82-89. CHU Min, XU Xu. Numerical simulation of self-excited thermoacoustic oscillation in Rijke tube[J]. Chinese Journal of Acoustics, 2015, 40(1):82-89.(in Chinese)

[17] 胡聲超, 李昂, 鮑福廷,等. 多噴管燃氣降噪方案可行性數(shù)值研究[J]. 固體火箭技術(shù), 2012, 35(2):198-202. HU Sheng-chao, LI Ang, BAO Fu-ting, et al. Numerical research on jet noise reducing with multi-nozzle geometry[J]. Journal of Solid Rocket Technology, 2012,35(2):198-202.(in Chinese)

[18] 商霖, 廖選平, 李璞. 固體火箭發(fā)動機地面熱試車試驗研究[J]. 強度與環(huán)境, 2015, 42(6):36-44. SHANG Lin, LIAO Xuan-ping, LI Pu. Experimental study on the solid rocket engine ground firing test[J]. Structure and Environment Engineering, 2015, 42(6):36-44.(in Chinese)

[19] 林學(xué)東, 黃丫, 袁方恩. 2.4 L汽油機噪聲及其頻譜特性的影響因素分析[J]. 噪聲與振動控制, 2011, 31(2):29-33. LIN Xue-dong, HUANG Ya, YUAN Fang-en. Analysis of the main influencing factors of noise and spectrum characteristics of 2.4 L type gasoline engine[J]. Noise and Vibration Control, 2011, 31(2):29-33.(in Chinese)

[20] 許桂陽, 翁春生, 李寧. 噴管對脈沖爆轟發(fā)動機爆轟噪聲影響的實驗研究[J]. 兵工學(xué)報, 2014, 35(11):1799-1804. XU Gui-yang, WENG Chun-sheng, LI Ning. Research on the noise characteristic of pulse detonation engine with nozzles[J].Acta Armamentarii, 2014,35(11):1799-1804. (in Chinese)

[21] 許桂陽, 翁春生, 李寧, 等. 填充系數(shù)對脈沖爆轟發(fā)動機爆轟噪聲影響的實驗研究[J]. 聲學(xué)學(xué)報, 2015, 40(4): 579-584. XU Gui-yang, WENG Chun-sheng, LI Ning,et al. Effect of filling fraction in the noise characteristic of pulse detonation engine[J]. Chinese Journal of Acoustics, 2015, 40(4): 579-584.(in Chinese)

[22] 黃孝龍, 許桂陽, 翁春生,等. 脈沖爆轟發(fā)動機爆轟噪聲場區(qū)域劃分及其數(shù)值模擬[J]. 兵工學(xué)報, 2015, 36(10):1855-1860. HUANG Xiao-long, XU Gui-yang, WENG Chun-sheng, et al. The classification and numerical calculation of noise propagation outside pulse detonation engine[J]. Acta Armamentarii, 2015, 36(10):1855-1860.(in Chinese)

[23] 周宏平, 程祥之. 脈沖式煙霧機燃燒室- 噴管結(jié)構(gòu)參數(shù)研究[J]. 江蘇大學(xué)學(xué)報：自然科學(xué)版, 1996, 17(6):37-43. ZHOU Hong-ping, CHENG Xiang-zhi. Study on structural parameters of combution chamber and exhaust tube of pulse-jet fogger[J]. Journal of Jiangsu University: Science and Technology, 1996, 17(6):37-43.(in Chinese)

Research on Noise Characteristics of Pulsejet Engine

KANG Yang, WENG Chun-sheng， LI Ning

(National Key Laboratory of Transient Physics, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, Jiangsu, China)

The noise characteristics of a Helmholtz-type pulsejet engine are experimentally studied. In the experiment, the length of tailpipe is changed from 680 mm to 1 280 mm at every 200 mm interval. The noise of pulsejet engine is measured at different distances and different angles from the exit of tailpipe. The experimental results show that the noise of pulsejet engine has the characteristics of periodicity and low frequency. The noise fundamental frequency of pulsejet engine is determined by its working frequency. The fundamental frequency component of noise is the largest proportion of the total noise. As the propagation distance of noise increases, the sound pressure level decreases. The attenuation amplitude of noise is slightly larger than that of the spherical wave. The noise attenuation laws of noise at different angles are almost identical. The directivities of noise at different propagation distances are same. The highest noise pressure appears in the direction of 0°. With the increase in length of tailpipe, the sound pressure level and the fundamental frequency decrease. However, the directivity of noise isn’t changed.

ordnance science and technology; pulsejet engine; noise characteristic; attenuation law; directivity

2016-08-30

國家自然科學(xué)基金項目(11372141、11472138);國防預(yù)先研究基金項目(9140C300205140C30137);裝備預(yù)先研究基金項目(9140C300202120C30);江蘇省普通高校研究生科研創(chuàng)新計劃項目(KYZZ16_0176)； 中央高?；究蒲谢痦椖?30920140112011)

康楊(1992—), 男, 博士研究生。E-mail: vince_kang@126.com

翁春生(1964—)，男，教授，博士生導(dǎo)師。E-mail：wengcs@126.com

V235.22+1

A

1000-1093(2017)02-0273-07

10.3969/j.issn.1000-1093.2017.02.010