陳勁松，曾玲芳，平仕良，范 虹，崔 瀏

（北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京，100076）

0 引言

以捆綁式運(yùn)載火箭為代表的大型火箭發(fā)射噪聲測試表明：發(fā)射中心半徑50 m范圍內(nèi)噴流噪聲聲壓等級不低于130 dB（參考聲壓2×10-5Pa，下同），半徑10 m范圍內(nèi)噴流噪聲聲壓等級不低于170 dB。大型火箭發(fā)射如此強(qiáng)的噴流噪聲將對箭上及發(fā)射系統(tǒng)薄弱結(jié)構(gòu)件、聲敏電器元器件產(chǎn)生破壞性影響，對發(fā)射場周圍環(huán)境、試驗(yàn)人員也會造成傷害。大型火箭發(fā)射噴流噪聲控制一直是火箭技術(shù)人員關(guān)注并致力解決的問題。目前，美國的噴水降噪技術(shù)已經(jīng)在世界范圍內(nèi)推廣開來，中國新型運(yùn)載火箭自2008年開始應(yīng)用噴水降噪技術(shù)[1]。本文綜合研究實(shí)踐及調(diào)研情況，總結(jié)大型火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)并研究具體進(jìn)展。

1 噴水降噪技術(shù)發(fā)展總體歷程及動態(tài)

噴水降噪技術(shù)最早應(yīng)用于噴氣飛機(jī)發(fā)動機(jī)噴流噪聲控制領(lǐng)域，該項(xiàng)工作主要由美國蘭利試驗(yàn)中心在20世紀(jì)50年代末開展[2]。美國在20世紀(jì)60年代初將該項(xiàng)技術(shù)應(yīng)用于運(yùn)載火箭發(fā)射噴水降溫降噪領(lǐng)域，主要在導(dǎo)流設(shè)施出入口處設(shè)置噴水系統(tǒng)[3]。20世紀(jì)70年代初，蘇聯(lián)開始研究利用噴水降溫降噪技術(shù)手段，降低運(yùn)載火箭發(fā)射噴流噪聲、防護(hù)發(fā)射設(shè)備及發(fā)射設(shè)施。20世紀(jì)70年代末至80年代初，美國、蘇聯(lián)、中國幾乎同時將該技術(shù)應(yīng)用于戰(zhàn)略導(dǎo)彈武器系統(tǒng)[4]，開發(fā)了燃?xì)?蒸汽式冷彈射系統(tǒng)。20世紀(jì)80年代，美國進(jìn)一步改進(jìn)、開發(fā)了系列運(yùn)載火箭、航天飛機(jī)發(fā)射噴水降噪技術(shù)。航天飛機(jī)也是一種特殊的大型火箭，其發(fā)射噴水降噪技術(shù)試驗(yàn)如圖1所示。

圖1 航天飛機(jī)發(fā)射噴水降噪技術(shù)試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.1 The Test Photo of Water Suppresion Technogy for Space Shuttle Launch Noise

美國20世紀(jì)80年代開發(fā)的運(yùn)載火箭、航天飛機(jī)的發(fā)射噴水降噪技術(shù)方案已由當(dāng)初集中于導(dǎo)流槽附近單級噴水發(fā)展至兩級噴水，分別設(shè)置于導(dǎo)流槽附近及發(fā)射平臺附近，噴水降噪系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)參數(shù)之一為發(fā)射噴水流量均增加很多，例如，根據(jù)美國航空航天局（NASA）官網(wǎng)公布的資料，航天飛機(jī)發(fā)射噴水流量峰值超過150 t/s。

20世紀(jì)90年代中后期，歐洲航天局（ESA）借鑒美國大型火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)，開發(fā)了阿里安5（Ariane 5）運(yùn)載火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)[5]。根據(jù)歐洲航天局官網(wǎng)公布的資料，阿里安5運(yùn)載火箭起飛噸位不及航天飛機(jī)起飛噸位一半，噴水流量峰值也已經(jīng)超過30 t/s。根據(jù)NASA最新公布的美國重型運(yùn)載火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)資料，發(fā)射噴水流量峰值超過200 t/s，發(fā)射噴水有效耗水總量超過2200 t，采用較大流量噴水是有效抑制發(fā)射噴流強(qiáng)噪聲的有效措施，也是發(fā)展方向。

與航天飛機(jī)發(fā)射噴水降噪技術(shù)一樣，阿里安5運(yùn)載火箭發(fā)射過程依據(jù)發(fā)動機(jī)點(diǎn)火時序以及火箭起飛彈道，采用自動噴水方式，發(fā)射過程自動噴水資料照片如圖2～4所示。

圖2 阿里安5發(fā)射3s時刻資料照片F(xiàn)ig.2 The Test Photo after Ariane 5 Launched 3s

圖3 阿里安5發(fā)射6s時刻資料照片F(xiàn)ig.3 The Test Photo after Ariane 5 Launched 6s

圖4 阿里安5發(fā)射9s時刻資料照片F(xiàn)ig.4 The Test Photo after Ariane 5 Launched 9s

阿里安5運(yùn)載火箭發(fā)射采用四級噴水方式[5,6]：一級噴水裝置位于發(fā)射平臺臺面導(dǎo)流孔附近；二級噴水裝置與三級噴水裝置分置發(fā)射平臺兩側(cè)，高度上相對錯位；四級噴水裝置位于靠近發(fā)射平臺的導(dǎo)流槽口附近。圖2～4顯示，四級噴水裝置啟動很早，在燃?xì)饬魑吹竭_(dá)之前即已啟動，而二級噴水裝置與三級噴水裝置在阿里安5運(yùn)載火箭起飛后開始工作，但出水時火箭均未起飛到該級噴水裝置高度，噴水閥門動作單元快速且可靠起到了很關(guān)鍵的作用。

21世紀(jì)以后，中國和印度開始在運(yùn)載火箭發(fā)射試驗(yàn)中采用噴水降噪技術(shù)，這些噴水降噪技術(shù)研發(fā)充分借鑒了歐美大型火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)研制經(jīng)驗(yàn)，也是立足分級組合、大流量、自動噴水降噪技術(shù)方案。以中國新型運(yùn)載火箭噴水降噪技術(shù)為例，其噴水降噪系統(tǒng)采用兩級噴水技術(shù)方案：一級噴水裝置位于發(fā)射平臺上，二級噴水裝置位于發(fā)射平臺兩側(cè)，二級噴水裝置工作時資料照片，如圖5所示。

圖5 新型運(yùn)載火箭噴水降噪系統(tǒng)二級噴水資料照片F(xiàn)ig.5 The 2nd Spraying Test Photo of Water Supression System for the New Generation Launch Vehicle

美國近些年開發(fā)的獵鷹重型運(yùn)載火箭噴水降噪系統(tǒng)則在時序控制自動噴水技術(shù)方面進(jìn)一步開展了相關(guān)研究，實(shí)現(xiàn)了運(yùn)載火箭起飛達(dá)到二級噴水裝置的噴嘴高度時噴水水幕同步抵達(dá)高溫燃?xì)饬鲄^(qū)域的效果，獵鷹重型運(yùn)載火箭發(fā)射試驗(yàn)資料照片如圖6所示。

圖6 獵鷹重型運(yùn)載火箭發(fā)射試驗(yàn)資料照片F(xiàn)ig.6 The Launching Test Photo of Falcon Heavy

由圖2～6可見，中國內(nèi)外運(yùn)載火箭發(fā)射平臺兩側(cè)均設(shè)置離臺一定高度的高位噴水裝置，主要作用是形成水幕，攔截運(yùn)載火箭起飛后經(jīng)發(fā)射臺面及其附屬設(shè)備復(fù)雜結(jié)構(gòu)擾動、反射的強(qiáng)噴流噪聲。這些高位噴水裝置各具特色，分別適應(yīng)各自型號運(yùn)載發(fā)射過程獨(dú)特的擾動、反射強(qiáng)噴流噪聲抑制需求。

大型火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)并不局限于分級組合、大流量、高位自動噴水等具體技術(shù)形式，中國、美國重型運(yùn)載火箭發(fā)射系統(tǒng)正在持續(xù)研發(fā)噴水降噪技術(shù)，大型火箭新型噴水降噪技術(shù)值得期待。

2 噴水降噪技術(shù)機(jī)理綜合研究

工程上能夠應(yīng)用大型火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)，很大程度上得益于噴水降噪機(jī)理綜合研究[7]。噴水降噪機(jī)理綜合研究分試驗(yàn)研究和理論研究兩個方面。

2.1 試驗(yàn)研究

美國哥達(dá)德飛行中心20世紀(jì)60年代開發(fā)的模擬噴流噪聲環(huán)境試驗(yàn)系統(tǒng)中，將高壓空氣氣罐串并聯(lián)作為氣源條件，噴流試驗(yàn)前將氣源氣體排入另一氣罐進(jìn)行加熱，試驗(yàn)時利用加熱空氣模擬燃?xì)鈬娏鹘橘|(zhì)[8]。哥達(dá)德飛行中心噴流噪聲試驗(yàn)系統(tǒng)資料照片如圖7所示。

圖7 哥達(dá)德飛行中心噴流噪聲系統(tǒng)資料照片F(xiàn)ig.7 Jet Noise Test System Photo of GoodardSpace Flight Center

加熱空氣模擬噴流試驗(yàn)系統(tǒng)可重復(fù)便捷使用，也是噴流噪聲原理性試驗(yàn)或先導(dǎo)性試驗(yàn)經(jīng)常依據(jù)的基本條件。在加熱空氣條件的噴流噪聲或噴水降噪模擬試驗(yàn)開展比較充分的前提下，這些模擬試驗(yàn)即轉(zhuǎn)入模擬火箭推進(jìn)劑條件的小尺度實(shí)物試驗(yàn)階段，以識別加熱空氣條件的噴流噪聲或噴水降噪模擬試驗(yàn)不足及潛在風(fēng)險，搭建起模擬試驗(yàn)演繹發(fā)射試驗(yàn)的相關(guān)性橋梁，指導(dǎo)實(shí)際噴水降噪技術(shù)方案改進(jìn)及優(yōu)化。基于實(shí)際發(fā)射技術(shù)條件特別是發(fā)射系統(tǒng)、箭體結(jié)構(gòu)氣動外形條件按線性比例縮比的小尺度噴流試驗(yàn)稱之為噴流縮比試驗(yàn)。轉(zhuǎn)入模擬火箭推進(jìn)劑條件的小尺度實(shí)物試驗(yàn)階段后，國內(nèi)外噴流噪聲研究更多依靠的是噴流縮比試驗(yàn)。

美國肯尼迪航天中心幾十年來一直在持續(xù)推進(jìn)與噴流噪聲機(jī)理及噴水降噪效果相關(guān)的噴流縮比試驗(yàn)研究，開發(fā)了系列噴流縮比試驗(yàn)系統(tǒng)[9]，一種動態(tài)噴流縮比試驗(yàn)系統(tǒng)資料照片如圖8、圖9所示。圖8、圖9所示噴流試驗(yàn)系統(tǒng)采用模擬箭體運(yùn)動方案，說明肯尼迪航天中心在開展噴流噪聲研究過程中，考慮了噴流噪聲受火箭起飛高度瞬態(tài)變化帶來的非定常效應(yīng)；而導(dǎo)流槽幾何外形參照實(shí)際方案線性縮比，說明噴流縮比試驗(yàn)充分考慮了發(fā)射噴流噪聲受發(fā)射系統(tǒng)結(jié)構(gòu)擾動效應(yīng)。這兩方面經(jīng)驗(yàn)在后續(xù)其它噴流縮比試驗(yàn)中均得到了很好借鑒。

圖8 肯尼迪航天中心噴流縮比試驗(yàn)系統(tǒng)照片F(xiàn)ig.8 The Scaled Jet Test System Photo of Kennedy Space Center

圖9 噴流縮比試驗(yàn)系統(tǒng)局部放大照片F(xiàn)ig.9 PartionalEnlargedPhotooftheScaledJetTestSystem

阿里安5噴水降噪試驗(yàn)由法國航空航天研究院（ONERA）組織開展，啟動于20世紀(jì)80年代，也是先開展空氣介質(zhì)的噴流原理性試驗(yàn)，后針對阿里安5具體發(fā)射技術(shù)條件開展了噴流縮比試驗(yàn)。ONERA研制的比例為1∶47的半模型噴流縮比試驗(yàn)系統(tǒng)位于普瓦捷的馬泰爾試驗(yàn)室[5,6]，該試驗(yàn)室及噴流縮比試驗(yàn)系統(tǒng)資料照片如圖10、圖11所示。圖11所示噴流縮比試驗(yàn)系統(tǒng)依據(jù)阿里安5發(fā)射系統(tǒng)及箭體實(shí)物半模型條件線性縮比研制。后續(xù)進(jìn)一步開發(fā)了比例為1∶20全模型試驗(yàn)系統(tǒng)[10]，如圖12所示。

圖10 馬泰爾噴流噪聲試驗(yàn)室外觀Fig.10 The Apperance of MARTEL Jet Noise Laboratory

圖11 噴流縮比試驗(yàn)系統(tǒng)資料Fig.11 The Scaled Jet Test System Photo

圖12 全模型發(fā)射噴水降噪模擬試驗(yàn)Fig.12 The Full Model Test for Water Suppression on Jet Nosie

上述半模型熱態(tài)噴流試驗(yàn)-全模型熱態(tài)噴流試驗(yàn)縮比比例并不一致，既做到互相校驗(yàn)、修正，又做到逐步與工程技術(shù)融合，確保噴水技術(shù)開發(fā)與研究各環(huán)節(jié)有序，也有依據(jù)。中國新型運(yùn)載火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)試驗(yàn)研究也分步開發(fā)了專用噴流試驗(yàn)系統(tǒng)[11]。

國內(nèi)外利用噴流縮比試驗(yàn)系統(tǒng)研究噴流噪聲機(jī)理及噴水降噪效果需要依托一定的相似理論，具體開展過程中需要依據(jù)相似理論控制關(guān)鍵相似參數(shù)，研究人員為此持續(xù)開展了相關(guān)研究[12]。本文立足控制流場相似性達(dá)到控制噴流噪聲場相似的目的，提出了噴流噪聲試驗(yàn)關(guān)鍵相似參數(shù)及控制方法[13]，如表1所示。

表1 噴流噪聲縮比試驗(yàn)關(guān)鍵相似參數(shù)及控制方法Tab.1 Key Similarity Parameters and Control Methods for Scaled Jet Noise Test

表1中參數(shù)量綱按國際單位制計(jì)及（文章下同）。表1所示噴流噪聲試驗(yàn)關(guān)鍵相似參數(shù)及控制方法實(shí)際上沿用了燃?xì)饬鲌鱿嗨菩钥刂茀?shù)及方法，目前已經(jīng)噴流縮比試驗(yàn)和發(fā)射試驗(yàn)驗(yàn)證，噪聲聲壓級（Sound Pressure Level）與時間關(guān)系如圖13所示。

圖13 噴流縮比試驗(yàn)與發(fā)射試驗(yàn)噪聲對比曲線Fig.13 The Contrast Noise Curve between the Scaled Jet Test and Launch Test

由圖13可知，發(fā)射試驗(yàn)與噴流縮比試驗(yàn)噪聲聲壓級曲線變化規(guī)律總體相似，但也存在細(xì)節(jié)上的差異，主要是噴流縮比試驗(yàn)噪聲聲壓級曲線總體波動平緩，主要原因在模擬發(fā)動機(jī)建壓過程相對平緩所致。

基于上述成本可控的小尺度噴流試驗(yàn)，國內(nèi)外在噴流噪聲機(jī)理、噴水降噪機(jī)理及噴水降噪效果方面取得了比較豐碩的試驗(yàn)研究成果。

以噴流噪聲產(chǎn)生機(jī)理為例，試驗(yàn)研究總結(jié)噴流噪聲產(chǎn)生主要由發(fā)動機(jī)開啟形成的沖擊波推進(jìn)、噴流激波嘯叫、湍流脈動及馬赫波輻射四方面原因造成[14]；以噪聲傳播機(jī)理為例，試驗(yàn)總結(jié)分析認(rèn)為火箭發(fā)動機(jī)工作條件下，從燃?xì)饬鲃萘骱四┒碎_始產(chǎn)生的噪聲能量占據(jù)了噪聲總能量的主要部分。

噴水降噪機(jī)理方面，相關(guān)試驗(yàn)總結(jié)分析認(rèn)為[14,15]：首先，水噴入燃?xì)馍淞魍牧骰旌线吔鐚?，通過動量交換降低了湍流橫向輸運(yùn)強(qiáng)度與剪切強(qiáng)度，降低了湍流脈動造成的噪聲；其次，水噴入燃?xì)饬饕院螅ㄟ^能量、動量交換，降低了局部高溫燃?xì)鉁囟扰c速度，降低了氣流噪聲轉(zhuǎn)換效率與聲能；再次，水噴入燃?xì)馍淞骱?，霧化水、汽化水、液態(tài)水與燃?xì)獬浞只旌希纬商厥獾幕旌蠈咏Y(jié)構(gòu)，改變或發(fā)散了噪聲傳播途徑，使得馬赫波傳播方向燃?xì)馍淞鬏S線靠近，減小了馬赫波傳播范圍；最后，冷水噴入燃?xì)馍淞?，由于能量、動量、質(zhì)量滲混，局部改變了燃?xì)馍淞鱾鞑ボ壽E與波系結(jié)構(gòu)，從而改變了噪聲形成機(jī)理。

噴水降噪效果方面，試驗(yàn)研究認(rèn)為噴水條件下噴水取得的降噪效果十分突出。以歐洲阿里安5運(yùn)載火箭為例，阿里安5運(yùn)載火箭研制初期降噪幅度即已達(dá)到不低于5 dB的效果[6]。得益于建立豐富的噴水與不噴水狀態(tài)的噴流縮比試驗(yàn)參照模型，及時改進(jìn)了導(dǎo)流槽結(jié)構(gòu)匹配方案，阿里安5運(yùn)載火箭降噪幅度后續(xù)達(dá)到不低于10 dB的效果[5]。試驗(yàn)進(jìn)一步顯示噴水具有寬頻降噪的特點(diǎn)[11,16]，如圖14所示。

圖14 噴水與否噪聲頻譜曲線對比Fig.14 The Contrast Noise Frequency Curve while Water Spray or Not

關(guān)于噴水技術(shù)方案對噴水降噪效果的影響，試驗(yàn)研究認(rèn)為噴水流量、噴水速度、噴水角度、噴水介入位置、噴水介入時序?qū)娝翟胄Ч绊懢容^顯著，其中，噴水流量是試驗(yàn)影響比較顯著的關(guān)鍵參數(shù)[7]。

2.2 理論評估研究

早期噴流噪聲理論研究基礎(chǔ)十分薄弱，主要依托實(shí)物試驗(yàn)研究噴流噪聲機(jī)理、噴流噪聲規(guī)律，提煉噴流噪聲工程預(yù)示方法。

在亞聲速噴流噪聲試驗(yàn)中，萊特希爾（Lighthill）綜合試驗(yàn)研究及初步理論分析確定噪聲總聲功率與噴流速度關(guān)系為

式中 WA為噪聲總聲功率；K為聲常數(shù)；ρj為氣流密度，Vj為氣流速度；S為噴口截面面積；ρ0為環(huán)境氣流密度；V0為環(huán)境氣流速度。

蘇士蘭德（Sutherland）[17]、普勞金[18]（Plotkin）基于大型火箭發(fā)射試驗(yàn)及小尺度噴流試驗(yàn)，進(jìn)一步統(tǒng)計(jì)提煉超聲速噴流噪聲總聲功率與發(fā)動機(jī)總功率之間存在一定比例關(guān)系，最終也轉(zhuǎn)換為與噴流速度關(guān)系：

式中 WM為火箭發(fā)動機(jī)總功率； η為聲效率系數(shù)。

南格曼蘇（Nagamatsu）、豪威（Horway）[19]等人統(tǒng)計(jì)火箭發(fā)射試驗(yàn)及試驗(yàn)噪聲測試結(jié)果，確定式（2）中聲效系數(shù)大致為

對比式（1）、式（2）可以看出，大型火箭及超聲速噴流試驗(yàn)中，噴流噪聲總聲功率與噴流速度由亞聲速的8次方比例關(guān)系修正為3次方比例關(guān)系。

普勞金（Plotkin）、艾爾德瑞德（Eldred）[20]、凡涅爾（Vanier）[10]等人基于系統(tǒng)的小尺度噴流試驗(yàn)總結(jié)提煉了自由噴流噪聲聲源理論預(yù)示模型，如圖15所示。

圖15 自由噴流噪聲理論預(yù)示模型Fig.15 The Thoretical Prediction Model of Free Jet Noise

噴流勢核長度、最強(qiáng)噪聲源位置、噪聲聲源長度基于試驗(yàn)統(tǒng)計(jì)為

式中Me為噴口有效馬赫數(shù)。

堪德拉（Kandular）、譚姆（Tam）等人基于系統(tǒng)的噴流噪聲試驗(yàn)結(jié)果后續(xù)進(jìn)一步發(fā)展了自由噴流噪聲外場聲傳播預(yù)示方法，可以據(jù)此確定自由噴流場聲源外任意空間位置噪聲功率級、聲壓級。

近十年來，采用數(shù)值模擬方法精細(xì)化預(yù)示噴流噪聲取得一定進(jìn)展，其中有限體積法瞬態(tài)燃?xì)饬鲌鰯?shù)值模擬與有限元法聲傳播數(shù)值模擬結(jié)合方法在噴流噪聲精細(xì)化預(yù)示方面取得了一些成果。圖16為自由噴流噪聲場的數(shù)值模擬，圖中橢圓型內(nèi)部區(qū)域?yàn)榱鲌鰤毫υ茍D，外部為噪聲聲壓級云圖。

圖16 自由噴流噪聲場數(shù)值模擬Fig.16 The Simulation Exmaple of Free Jet Noise Field

噴水降噪技術(shù)條件下的噴流噪聲場精細(xì)化數(shù)值模擬研究目前文獻(xiàn)很少，主要受限噴水多相燃?xì)饬鲾?shù)值模擬以及水汽混合條件下聲傳播數(shù)值模擬方法不成熟因素限制，很多研究基礎(chǔ)相對薄弱，噴水降噪效果評估目前還需要倚重試驗(yàn)研究。

針對單級噴水、單噴管火箭自由噴流狀態(tài)，堪德拉（Kandular）在上述自由噴流噪聲預(yù)示基礎(chǔ)上進(jìn)一步提出了噴水降噪效果的工程預(yù)示模型[21]如圖17所示。

圖17 噴水降噪效果工程預(yù)示模型Fig.17 The Thoretical Prediction Model for Water Suppression Effects on Jet Noise

基于圖17所示工程預(yù)示模型，堪德拉（Kandular）得到了噴水降溫幅度及動量降低幅度，再結(jié)合自由噴流噪聲聲傳播預(yù)示方法，即得到噴水條件下噪聲聲壓級降低幅度，進(jìn)而根據(jù)噴水流量對降低幅度影響計(jì)算結(jié)果繪制流量比與降噪幅度關(guān)系曲線，如圖18所示。

圖18 噴水流量對降噪幅度的影響Fig.18 The Suppression Amplitude about Spraying Flux on Jet Noise

圖18 中wm˙及j1m˙分別代表噴水流量及發(fā)動機(jī)燃?xì)馀帕?；MJ為噴口燃?xì)怦R赫數(shù)，MJ=1.45；Ttj為噴口燃?xì)鉁囟?，Ttj=867 K；Rej為噴口燃?xì)饫字Z數(shù)，Rej=1.3×106。圖18所示堪德拉理論研究結(jié)果及勞熱姆（Norum）試驗(yàn)測試結(jié)果顯示流量增加對噴水降噪效果有利。試驗(yàn)研究結(jié)果顯示隨著水量進(jìn)一步增加，噴水降噪幅度還有進(jìn)一步提升空間[22]，見圖19。

圖19中Qwnr為噴水流量與燃?xì)饬髋帕康谋壤?SPL為噪聲聲壓級下降幅度；Lnry為測點(diǎn)離噴口中心無量綱高度，它是實(shí)際高度相對噴口直徑的比值；Lnry為負(fù)值表示測點(diǎn)位于噴口下方。

圖19 噴水流量對噴水降噪幅度影響試驗(yàn)測試對比Fig.19 The Test Contrast of Suppression Amplitude about Spraying Flux on Jet Noise

3 結(jié)論

a）大型火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)在推廣應(yīng)用過程中，充分結(jié)合大型火箭發(fā)射技術(shù)特點(diǎn)，存在分級組合噴水、高位自動化按序噴水以及大流量噴水的技術(shù)發(fā)展趨勢。

b）國內(nèi)外大型火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)機(jī)理及效果研究主要依托系統(tǒng)的小尺度試驗(yàn)結(jié)果。系統(tǒng)的小尺度試驗(yàn)結(jié)果由加熱空氣介質(zhì)的小尺度試驗(yàn)、模擬推進(jìn)劑介質(zhì)半模型噴流縮比試驗(yàn)及全模型噴流縮比試驗(yàn)逐步推進(jìn)得到。噴流縮比試驗(yàn)發(fā)展了各具特色的噴流縮比試驗(yàn)相似參數(shù)及其控制方法。

c）國內(nèi)外大型火箭發(fā)射噴水降噪技術(shù)理論研究主要圍繞噴流噪聲預(yù)示展開，早期立足豐富的試驗(yàn)結(jié)果提煉了自由噴流條件的噴流噪聲工程預(yù)示方法及噴水降噪效果評估方法，近些年開始發(fā)展數(shù)值模擬方法，但復(fù)雜發(fā)射技術(shù)條件的噴流噪聲及噴水降噪效果精細(xì)化預(yù)示尚需一定的研究歷程。