運載火箭發動機噴流氣動噪聲特徵及控制數值分析

《運載火箭發動機噴流氣動噪聲特徵及控制數值分析》是依託中國航天空氣動力技術研究院，由馮峰擔任項目負責人的青年科學基金項目。

基本介紹

• 中文名：運載火箭發動機噴流氣動噪聲特徵及控制數值分析
• 項目類別：青年科學基金項目
• 項目負責人：馮峰
• 依託單位：中國航天空氣動力技術研究院

項目摘要

以運載火箭發動機噴流產生的嚴重壓力脈動聲場為研究對象，基於高精度、低色散、低耗散有限差分方法，建立有效的可壓縮LES-AA(acoustic analogy)等計算手段，實現運載火箭發動機高Mach數超聲速噴流噪聲的高精度數值預測和分析，揭示噴流Mach數、Reynolds數、溫度及噴口形狀等關鍵參數對噴流聲場的影響規律，進而提出改進的運載火箭發動機噴流降噪控制方法。 高Mach數超聲速噴流噪聲也是可壓縮湍流噪聲機理研究的重要科學問題之一。它包含激波-湍流相互作用、Mach波輻射、聲反饋等複雜物理現象，不僅以其多尺度、強間斷等特徵使數值方法較為敏感，而且以其複雜的參數影響機制使降噪控制十分困難。本研究可望同時在基礎問題和工程套用上取得新認識，為運載火箭發動機降噪設計提供借鑑。

結題摘要

針對運載火箭發動機噴流噪聲，建立低耗散、低色散的DRP（dipersion- relation-preserving）空間離散格式、低存儲最佳化Runge-Kutta時間推進格式、輻射無反射邊界條件和聲吸收區技術、選擇性阻尼方法和自適應空間濾波技術等並行可壓縮LES（large eddy simulation）方法，實現高速噴流噪聲的高精度數值預測和分析。發展可穿透面FW-H（Ffowcs Williams-Hawkings）聲外推方法，保證遠距離聲傳播計算的保真性並大幅提高聲遠場求解的效率。 針對Mach數為0.9亞聲速噴流聲輻射現象，仔細校核了噴流平均流和湍流統計結果，確定湍流模擬準確性。分析發現勢流核末端剪下層渦融合、分裂、破碎等非線性流動演化形成的低波數波包產生聲輻射。主導聲輻射模態在遠場低方位角占優，噪聲峰值約在α=30º附近。最後，研究了噴口參數對聲輻射影響。 針對Mach數為1.95的欠膨脹超聲速噴流，利用LES方法對其流動及噪聲輻射計算分析。分析發現在勢流核下游存在最後一個輪廓較清晰的胞格結構的區域是重要噪聲源，此區間內湍流逐步侵入勢流核，形成了激波胞格-湍流顯著相互作用區。聲場分析表明超聲速噴流中Mach波輻射在下游占據主導，而寬頻激波噪聲則是上游近場噪聲的主要成分。 本項目深化了對高速噴流噪聲現象的認識，揭示其形成機理，最終給降噪控制提供借鑑。