張 磊，阮文俊，王 浩

（南京理工大學，南京 210094）

單兵火箭燃氣射流噪聲抑制的實驗研究

張 磊，阮文俊，王 浩

（南京理工大學，南京 210094）

為了能夠有效抑制單兵火箭發(fā)射時的燃氣射流噪聲，設(shè)計了液體水圓柱形平衡體安置在火箭發(fā)動機后面，對平衡體降噪進行實驗研究。在實驗中利用壓電式傳感器測得了發(fā)射筒周圍的沖擊波超壓值，與沒加液體水平衡體實驗測得的超壓值相比較，發(fā)現(xiàn)放液體水平衡體時在改進發(fā)動機推力性能的同時，降低了整個觀測區(qū)域的噪聲，尤其是射流上游，起到了顯著的降噪效果，并分析了火箭燃氣射流與液體水平衡體相互作用的機理。實驗結(jié)果對單兵火箭發(fā)射的噪聲防護問題研究提供了科學依據(jù)。

射流噪聲，液體平衡體，超壓值，降噪

0 引言

火箭燃氣射流噪聲是火箭在發(fā)射時的固有特征。燃氣射流初期具有明顯的非穩(wěn)定性，由于其突發(fā)的高聲強和特殊的物理性質(zhì)，對周圍工作人員會造成較大的危害，同時對附近設(shè)備和環(huán)境造成很大干擾。深入認識和研究燃氣射流噪聲的形成機理以及測試技術(shù)，對燃氣射流噪聲的預(yù)測和控制都有著實際的意義。Gely［1］等對法國的運載火箭燃氣射流噪聲進行了系統(tǒng)的試驗研究。Thomas和Kandula［2～4］通過試驗驗證了噴水能有效地抑制燃氣射流噪聲，并討論了影響噴水降噪的關(guān)鍵因素。在國內(nèi)，張彬乾、姜正行［5］等通過大量試驗研究了亞、超音速射流噪聲場的分布規(guī)律及影響因素，分析了射流噪聲源產(chǎn)生的機理，為后面研究射流噪聲抑制技術(shù)打下了基礎(chǔ)。徐悅、周旭［6］等分析了火箭燃氣射流噪聲的氣動特性，利用噴水試驗探討了噴水對火箭發(fā)動機點火時燃氣的噴水降噪效果以及影響噴水降噪的因素。馬宏偉、劉禮軍［7］等對單兵火箭燃氣射流噪聲進行了實驗研究，獲得了燃氣射流噪聲近場的分布規(guī)律，同時應(yīng)用小波變換方法處理燃氣射流噪聲數(shù)據(jù)。在此基礎(chǔ)上，本文以單兵火箭發(fā)射為背景，在發(fā)射器尾管里面放置降噪平衡體水罐，針對液體水與燃氣射流相互作用后能有效抑制燃氣射流噪聲進行了實驗研究，并重點討論了在燃氣射流與液體平衡體相互作用的機理和影響液體平衡體降噪的重要因素。

1 實驗裝置與原理

本實驗是在地形開闊的空地上進行的，濕度小于50%；環(huán)境溫度為24℃左右；風速小于3級。實驗測試系統(tǒng)的布置如圖1所示，主要實驗裝置由發(fā)射筒、火箭發(fā)動機、液體水罐組成。單兵火箭武器是利用火箭發(fā)動機的推力原理，以其火藥燃氣向后噴出的動量平衡彈頭向前的動量來使發(fā)射筒無后坐力的，因而發(fā)射器尾部噴管的燃氣射流噪聲是單兵火箭發(fā)射的主要噪聲?？紤]到人機工程問題，將3個噪聲傳感器布置在發(fā)射筒的側(cè)面，每個測試點相對發(fā)射筒末端中心點為原點徑向與軸向距離在圖中有明確表示。

實驗中噪聲傳感器是采用壓電式Kistler系列傳感器，其集電荷放大器于一身，實驗時主要采用211B4和211M150兩種型號的Kistler系列傳感器。記錄設(shè)備為JV5200瞬態(tài)記錄儀，A/D轉(zhuǎn)換分辨率14位，各通道獨立并行采樣。整個測試系統(tǒng)由發(fā)動機點火信號觸發(fā)。

圖1 實驗測試系統(tǒng)分布圖

2 實驗結(jié)果與分析

圖2和圖4分別是在火箭發(fā)動機后面加液體水罐后和沒加液體水罐1#位置的燃氣射流噪聲聲壓時間曲線，圖3和圖5是對應(yīng)2#位置的燃氣射流噪聲聲壓時間曲線，從圖中曲線可以看到加液體水罐后在同一位置所測得的超壓峰值明顯要低于沒加液體水罐的，說明在火箭發(fā)動機后面加液體水罐可以有效地抑制火箭發(fā)射時的燃氣射流噪聲。從圖中曲線也可以看出，加液體水罐后1#超壓峰值的變化大于2#的位置，說明在發(fā)射筒尾部1#位置的噪聲抑制程度比在發(fā)射筒側(cè)面2#位置的高，主要是由于沒加液體水罐時燃氣射流噪聲在傳播過程中衰減速度比較快，加液體水罐平衡體后，大量形成的水霧抑制了噪聲源的產(chǎn)生，燃氣射流噪聲在傳播過程中衰減速度相對變慢，因而在發(fā)射筒尾部的降噪效果更明顯。

在圖3曲線中除了一個最大峰值外，后面還出現(xiàn)了幾個較小的噪聲峰值，可能是因為在氣液相互作用過程中出現(xiàn)和液體水罐相關(guān)的新的寄生源項，比如燃氣在水上的沖擊噪聲、向外噴射液體水的分裂、液滴的不穩(wěn)定運動等。而在圖5曲線中后面的幾個較小峰值是由于燃燒室內(nèi)的可燃物質(zhì)沒有到充分燃燒，在高溫高壓條件下，隨燃氣流動到燃燒室外，受到湍流、射流火焰等因素的影響，這些可燃的火藥殘渣在燃燒室外發(fā)生二次燃燒，釋放大量的熱量引起爆燃，從而在尾噴管外引起沖擊波再次上升。

圖2 加液體水罐后1#位置后的噪聲聲壓信號

圖3 加液體水罐后2#位置后的噪聲聲壓信號

圖4 沒加液體水罐1#位置后的噪聲聲壓信號

圖5 沒加液體水罐2#位置后的噪聲聲壓信號

由上面的曲線圖可以看出，加液體水罐后所測得的噪聲聲壓信號曲線波動比較大，這是由于液體在強沖擊波作用下氣液兩相流場更為復(fù)雜。火箭燃氣射流氣動噪聲是由高速的燃氣射流與周圍的大氣劇烈混合而產(chǎn)生的。高速的燃氣射流與周圍相對靜止的大氣急劇混合時，會使得燃氣射流邊界層中形成強烈的湍流脈動，而聲源的位置和強度將由湍流的脈動強度和湍流所在的區(qū)域加以決定。當在火箭發(fā)動機后面加液體水罐后，高溫高壓高速的燃氣就會驅(qū)動液體水向發(fā)射筒外噴射，在燃氣與液體水的相互作用過程中液體水開始破碎、霧化，氣液混合物的流型較為擴散，如圖6所示。由于水霧的擴散快、體積大等特點，有效地抑制了燃氣射流噪聲的傳播。

圖6 燃氣射流驅(qū)動液體水向外噴射的形狀

霧化后的細小水滴與高溫高壓燃氣的接觸面積增加，使得水的汽化速率加快，又由于液體粘性、表面張力、空氣阻力等因素的影響，液體水在噴射和霧化的同時，其運動動速度在逐漸減小，燃氣的溫度也逐漸降低，從而使燃氣射流邊界層中的湍流脈動變?nèi)?。細小的水滴也與激波相互作用，有效地阻礙了激波的傳播。

由Ffowcs Williams方法，射流噪聲的聲功率W～ρV3L2M5,其中ρ是射流流體的密度，V是射流的有效速度，L是射流的有效長度，說明射流噪聲功率與速度的三次方成正比。在發(fā)射器尾管放置液體水罐后，射流的環(huán)境和流場結(jié)構(gòu)都將發(fā)生變化。采用有限體積法，利用連續(xù)方程、動量方程和能量方程可以得到以下關(guān)系式：

uj2、Tj2是分別是燃氣與液體平衡體進行摻混后的等效射流速度和等效射流溫度，η為液體水蒸發(fā)的質(zhì)量分數(shù)，mw為液體水的質(zhì)量，up為液滴的速度，F(xiàn)d為液滴的阻力。

其中：

液滴汽化分數(shù)η的表達式為：

式中Np是控制體內(nèi)單位體積混合物的液滴數(shù)，CD為阻力系數(shù)，Rej1是燃氣射流的雷諾數(shù)，Rep是液滴的雷諾數(shù)，Pr是燃氣的普朗特數(shù)，Nu為液滴的努塞爾數(shù)，hfg為液體蒸發(fā)的汽化潛熱，Tje為等效傳熱氣體溫度，Tsat是液滴的飽和溫度。

通過上面兩個等式可以判斷出影響液體平衡體降噪的主要因素有液體水與燃氣的質(zhì)量比、燃氣溫度、液體水的霧化程度、液體水溫等，同時能得到燃氣與液體水平衡體摻混后的射流等效參數(shù)，根據(jù)這些參數(shù)能比較準確地預(yù)估在發(fā)射筒尾管加液體平衡體的降噪效果。

3 結(jié)束語

通過本文的實驗研究可以得到以下結(jié)論：

（1）火箭發(fā)動機的后噴燃氣射流噪聲是單兵火箭發(fā)射的主要噪聲源。

（2）火箭發(fā)動機后面加入液體水罐后，氣液混合射流噪聲在傳播過程中相對燃氣射流噪聲衰減速度相對較慢。

（3）火箭發(fā)動機后面加入液體水罐，在氣液相互作用過程中，首先，高溫高壓燃氣驅(qū)動液體水向外噴射，消耗了部分能量并轉(zhuǎn)化為液體水的動能；其次，液體水汽化也消耗了燃氣的部分熱能，通過能量轉(zhuǎn)換吸收了噪聲，從而達到了降噪的目的。

［1］Gely D，Elias G，Bresson C.Reduction of Supersonic Jet Noise-Application to the Ariane 5 launch vehicle［R］. AIAA，2000：2026.

［2］Thomas D.Reductions in Multi-component Jet Noise by Water Injection［R］.AIAA，2004：2976.

［3］Kandula M,Michael J.Effective Jet Properties for the Estimation of Turbulent Mixing Noise Reduction by Water Injection［R］.AIAA，2007：3654.

［4］Kandula M.On the Scaling Laws for Jet Noise in Subsonic and Supersonic Flow［R］.AIAA，2003：3288.

［5］張彬乾，張正科.射流噪聲場特性的試驗研究［J］.西北工業(yè)大學學報，1993，11（4）：494-498.

［6］徐悅，周旭.火箭發(fā)動機燃氣射流噴水降噪研究［J］.航空動力學報，2010，25（4）：816-820.

［7］劉禮軍.火箭導彈發(fā)射噪聲實驗與抑制技術(shù)研究［D］.南京：南京理工大學，2004.

［8］王秉義.槍炮噪聲與爆炸聲的特性和防治［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2001.

［9］董師顏，孫思誠，張兆良,等.固體火箭發(fā)動機原理［M］.北京：國防工業(yè)出版社，1982.

［10］張統(tǒng).航天發(fā)射污染控制［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2013.

Experimental Study on Restraint of Individual Rocket Jet Noise

ZHANG Lei，RUAN Wen-jun，WANG Hao
（Nanjing University of Science and Technology，Nanjing 210094，China）

In order to restrain individual rocket jet noise effectively，the liquid water cylindrical counter-mass behind rocket engine is designed in this paper，experimental study on noise reducing for liquid counter-mass.In the canister launcher around，blast wave overpressure is measured by piezoelectric sensor.The results show that，under the premise of motor performance improvement，sound pressure level of engine jet noise is reduced in the whole observation region especially in the upstream，comparing with the result of no cylindrical counter-mass.And the interaction mechanism between rocket gas jet with liquid medium is analyzed.The experimental data serves as important reference to acoustical protection of individual rocket.

jet noise，liquid counter-mass，overpressure，noise reducing

TJ711

A

1002-0640（2015）07-0174-03

2014-04-05

2014-06-07

張 磊（1987- ），男，湖北仙桃人，在讀博士研究生。研究方向：火箭燃氣射流噪聲。