多噴管超聲速射流噪聲的實(shí)驗(yàn)及數(shù)值模擬研究

郁 偉,張 春,王寶壽

(中國船舶科學(xué)研究中心, 江蘇 無錫 214082)

0 引言

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí),通過固體推進(jìn)劑燃燒將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為內(nèi)能,高溫高壓燃?xì)饨?jīng)由拉瓦爾噴管以超聲速射入空氣中,并產(chǎn)生巨大的射流噪聲,其噪聲強(qiáng)度能達(dá)到160 dB以上[1-2]。這不僅對發(fā)動(dòng)機(jī)周圍發(fā)射人員的聽覺器官產(chǎn)生損害,還會(huì)對發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)造成嚴(yán)重影響,為此國內(nèi)外對火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馍淞髟肼曊归_長期廣泛研究。

早期射流噪聲研究以實(shí)驗(yàn)為主,Christopher[3]通過消聲室內(nèi)的實(shí)驗(yàn)測量分析射流噪聲的發(fā)聲機(jī)制,發(fā)現(xiàn)超音速射流噪聲是由噴管出口湍流漩渦尺度較小的激波噪聲和噴流下游較大的湍流漩渦產(chǎn)生的混合噪聲組成。Gely等[4]對法國Ariane V運(yùn)載火箭發(fā)射過程中噪聲控制進(jìn)行了系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)研究,發(fā)現(xiàn)在發(fā)動(dòng)機(jī)噴流軸向的下流方向噪聲強(qiáng)度高達(dá)160 dB。徐強(qiáng)等[5]對某型號火箭發(fā)動(dòng)機(jī)射流近場噪聲的特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究,發(fā)現(xiàn)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馍淞鹘鼒鲈肼暤姆荡笮∨c燃燒室壓力有關(guān),同時(shí)噴管構(gòu)型也會(huì)影響噪聲的頻率分布。劉占卿等[6]在小型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火實(shí)驗(yàn)中,利用聲傳感器測量了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴流噪聲的頻譜特性。學(xué)者們通過改變噴管燃燒室壓力、燃燒室溫度、噴管構(gòu)型等[7-13]對比分析不同工況下射流的流場和噪聲特性。由于實(shí)驗(yàn)存在成本過高,操作過程復(fù)雜及不能定量描述整個(gè)聲場等問題,使得數(shù)值計(jì)算逐漸走入人們眼簾。

Lighthill[14-15]的聲類比理論,標(biāo)志著聲學(xué)數(shù)值計(jì)算領(lǐng)域的開篇。Aleksey等[16]采用大渦模擬和FW-H模型對3種不同噴管的燃?xì)馍淞髁鲌鲞M(jìn)行了數(shù)值計(jì)算,并分析了不同聲源面對射流噪聲的影響。Cacqueray等[17-18]通過等熵線性歐拉方程和完整歐拉方程求解遠(yuǎn)場聲壓,探討了高溫超聲速射流的噪聲特性。李雨林[19]通過對圓形、方形噴口噴管及雙噴管射流噪聲進(jìn)行數(shù)值仿真發(fā)現(xiàn)雙噴管噪聲遠(yuǎn)高于單一噴管,并且證明了燃?xì)馍淞髟肼曋饕植荚谥懈哳l段。陳鈺等[20]在Eldred算法的基礎(chǔ)上對火箭多噴管射流噪聲進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比良好。胡聲超等[21-22]發(fā)現(xiàn)在設(shè)計(jì)工況下,多噴管降低了整個(gè)觀測區(qū)域的噪聲,尤其減小了射流下游的噪聲,起到了明顯的降噪效果,驗(yàn)證了多噴管降噪方案的可行性。

1 實(shí)驗(yàn)技術(shù)及數(shù)值模擬方法

1.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及方法

本次超聲速四噴管射流實(shí)驗(yàn)通過小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)得到超聲速欠膨脹射流,實(shí)驗(yàn)場地布置如圖1所示。圖2給出了噴管模型四噴管模型示意圖,4個(gè)噴管沿周向均勻布置,其中噴管喉徑為12 mm,出口直為24 mm,膨脹比為4,燃燒室總壓約為16.4 MPa,總溫約為2 300 K,發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間約為0.06 s。噪聲數(shù)據(jù)通過KISTLER壓力壓電傳感器測得。實(shí)驗(yàn)聲壓測點(diǎn)布置在對稱面2上,以噴管出口平面中心為原點(diǎn),則具體測點(diǎn)位置參數(shù)如圖3所示。傳感器將壓力信號轉(zhuǎn)換為電信號,通過SIRIUS系列動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進(jìn)行處理轉(zhuǎn)為聲壓信號。

圖1 實(shí)驗(yàn)場地布置

圖2 四噴管模型示意圖

圖3 噪聲測點(diǎn)布置示意圖

1.2 數(shù)值計(jì)算方法

本文采用商業(yè)CFD軟件對四噴管射流流場進(jìn)行數(shù)值仿真。仿真采用大渦模擬方法,噪聲的計(jì)算采用FW-H模型[23]。FW-H方程是聲比擬方法中最常用的形式,表達(dá)式為

其中

式中:f為積分表面;ui為xi方向的速度分量;un為f=0面上的法向速度;vn為物面速度的法向分量;δ(f)為狄拉克函數(shù);p′為遠(yuǎn)場聲壓;a0為遠(yuǎn)場聲速;H(f)為赫維賽德階躍函數(shù)。當(dāng)f=0,H(f)為物體運(yùn)動(dòng)邊界控制面方程,f<0表示無擾動(dòng)流體的空間區(qū)域,H(f)=0,f>0表示物面外受到流體擾動(dòng)的空間區(qū)域,H(f)=1。

四噴管射流流場計(jì)算域如圖4所示,并放大給出了噴管附近和噴管出口平面的網(wǎng)格,網(wǎng)格總量為380萬。流場外邊界設(shè)置為壓力出口,總壓為101 325 Pa,溫度300 K。壓力入口總壓和總溫與燃燒室總壓和總溫一致,分別為14.85 MPa和2 320 K。其余流場邊界設(shè)置為壁面。流場計(jì)算域分為3個(gè)區(qū)域,噴管區(qū)域,射流區(qū)域和緩沖區(qū)。其中為避免有限邊界對聲場計(jì)算結(jié)果的影響,在出口邊界附近設(shè)置阻尼邊界區(qū)域,又稱緩沖區(qū)。整個(gè)流場計(jì)算域?yàn)閳A柱狀,軸向長度為125De,徑向長度為42De。射流區(qū)域與緩沖區(qū)之間為圓臺(tái)狀的聲源積分面,其軸向長度為75De,徑向長度從12.5De增長至25De。在射流完全發(fā)展之后仿真計(jì)算時(shí)間約為0.02 s,時(shí)間步長為1×10-6s。

圖4 四噴管流場計(jì)算域

1.3 數(shù)值方法驗(yàn)證

表1給出了測點(diǎn)總聲壓級(overall sound pressure level,OASPL)實(shí)驗(yàn)與仿真結(jié)果的對比。從表1中數(shù)據(jù)可以發(fā)現(xiàn),仿真得到的OASPL全部小于實(shí)驗(yàn)測量結(jié)果,其中測點(diǎn)1和3相差5 dB以上,測點(diǎn)2和4相差2 dB左右,相對誤差都在6%以內(nèi)。產(chǎn)生這種誤差的原因是實(shí)驗(yàn)中存在地面的干擾,射流向上游傳播的噪聲與地面接觸,反射后與向下游傳播的噪聲相互疊加,導(dǎo)致實(shí)驗(yàn)測得的總聲壓級大于仿真結(jié)果。其中測點(diǎn)1和3更接近地面,因此受地面干擾影響更大,總聲壓級誤差也更大。同時(shí)仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果變化趨勢一致,在聲壓測點(diǎn)2的OASPL最大,在測點(diǎn)3處OASPL最小,因此認(rèn)為仿真結(jié)果能較好地預(yù)測射流噪聲聲壓級。

表1 總聲壓級實(shí)驗(yàn)測試結(jié)果與仿真結(jié)果對比

2 結(jié)果與討論

2.1 流場分布特性

圖5—圖7分別給出了對稱面1的四噴管流場壓力和速度的瞬時(shí)、平均和均方根云圖。對于高度欠膨脹射流而言,噴管出口壓力遠(yuǎn)大于環(huán)境壓力,因此氣體在出口處先進(jìn)行膨脹,壓力大幅減小,直至小于環(huán)境壓力產(chǎn)生攔截激波,氣體壓縮并形成“X”波系。在此之后射流保持膨脹,壓縮的循環(huán)過程。由于四噴管射流存在射流間的相互干擾,射流整體會(huì)向中心聚攏,并在遠(yuǎn)離噴管處逐漸合并成一股射流,如圖6平均速度云圖所示。同時(shí)合并后的射流穩(wěn)定性變差,無法維持清晰的激波結(jié)構(gòu),如圖5所示。在射流合并過程中,四束射流之間的環(huán)境壓力變化與射流本身相互作用,導(dǎo)致原本的激波結(jié)構(gòu)變得更加復(fù)雜,如圖6平均壓力結(jié)果所示。在射流合并之后,流場瞬時(shí)壓力和平均壓力都會(huì)恢復(fù)壓縮膨脹的循環(huán)過程。根據(jù)圖7的壓力和速度均方根云圖,射流第一次膨脹結(jié)束處和射流合并后的區(qū)域存在較大的壓力和速度脈動(dòng)強(qiáng)度,即射流轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鳡顟B(tài)。壓力脈動(dòng)主要分布在中心線附近,而速度脈動(dòng)則集中在射流核兩側(cè)。

圖5 瞬時(shí)壓力和速度云圖

圖6 平均壓力和速度云圖

圖7 均方根壓力和速度云圖

圖8給出了距離噴管出口平面4個(gè)軸向位置X/De=10、20、30、40處的渦量云圖。在X/De=10射流剛出口處,大渦量主要集中在射流與環(huán)境流的交界處,大渦量區(qū)有明顯的邊界,整體呈“田”字型,其中四束射流之間的渦量小于射流與外部環(huán)境流間的渦量。隨著軸向距離增加,渦量向四周拉伸和擴(kuò)散,在X/De=20處仍保持“田”字型,但已無明顯邊界。在X/De=30、40處,渦量強(qiáng)度明顯減弱,無明顯邊界和形狀。

圖8 距離噴管出口平面不同軸向位置處的渦量云圖

圖9給出了4個(gè)流向位置X/De=10、20、30、40處對稱面1上的平均速度沿徑向分布,圖9中虛線表示噴管中心軸線對應(yīng)位置。在X/De=10射流剛出口處,平均速度分布呈明顯的雙峰狀,在噴管中心軸線處存在峰值。隨著軸向距離增加,峰值速度減小,谷值速度增加,至X/De=30處,雙峰形式的速度分布消失,四束射流合并為單射流。

圖9 不同流向位置處平均速度沿徑向分布

2.2 噪聲輻射特性

圖10給出了聲壓采樣點(diǎn)的實(shí)驗(yàn)和仿真的聲壓級頻譜曲線。在20 Hz左右,噪聲聲壓級存在一個(gè)谷值,后隨著頻率增加,聲壓級呈先增大后減小的趨勢,在600 Hz左右取到最大聲壓級,說明射流下游的大尺度湍流混合噪聲為四噴管射流噪聲的主要來源。在1 000～10 000 Hz時(shí)激波寬頻噪聲占主導(dǎo),聲壓級小于湍流混合噪聲。超過10 000 Hz,聲壓級隨頻率增加迅速減小。由于實(shí)驗(yàn)測點(diǎn)1和3更接近地面導(dǎo)致受地面噪聲反射影響較大,因此仿真聲壓級頻譜與實(shí)驗(yàn)結(jié)果貼合較差,尤其在頻率超過1 000 Hz后聲壓級迅速下降導(dǎo)致總聲壓級小于實(shí)驗(yàn)值。測點(diǎn)2和4的仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果更為貼近,其中在100～5 000 Hz時(shí)貼合較好,而超過5 000 Hz仿真的聲壓級迅速減小?？偟膩碚f,仿真的聲壓級頻譜在高頻段迅速減小是仿真與實(shí)驗(yàn)誤差的主要原因。

圖10 采樣點(diǎn)的聲壓級頻譜曲線

3 結(jié)論

針對四噴管超聲速欠膨脹射流的復(fù)雜流場和噪聲特性,開展了四噴管超聲速燃?xì)馍淞髟肼曒椛涮匦缘膶?shí)驗(yàn)和數(shù)值仿真研究,主要結(jié)論如下:

1) 數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)吻合較好、變化規(guī)律一致,其中遠(yuǎn)離地面測點(diǎn)位置誤差在2 dB左右,近地面測點(diǎn)位置誤差在5 dB左右,這主要是受到地面反射干擾,聲壓在近地面測點(diǎn)處發(fā)生疊加所致;

2) 四噴管的四束射流間的相互干擾導(dǎo)致原本激波結(jié)構(gòu)改變,四束射流會(huì)逐漸合并為一股射流,并在合并后進(jìn)入湍流狀態(tài),產(chǎn)生較大的壓力和速度脈動(dòng),其中壓力脈動(dòng)主要分布在中心線兩側(cè),而速度脈動(dòng)則集中在射流核兩側(cè);

3) 50 Hz左右,噪聲聲壓級存在一個(gè)谷值,后隨著頻率增加,聲壓級呈先增大后減小的趨勢,在600 Hz左右取到最大聲壓級,說明射流下游的湍流混合噪聲為四噴管射流噪聲的主要來源,激波寬頻噪聲次之,總聲壓級在0°觀測點(diǎn)方向最大,并且總聲壓級隨角度增加而減小;相同角度的噪聲測點(diǎn)的總聲壓級隨半徑增大而減小。