CN110717289B - 一种构建运载火箭整流罩声振试验缩比模型的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种运载火箭整流罩声振试验缩比模型，属航天领域。本发明考虑运载火箭在飞行过程中受到外部噪声影响，针对难度大、成本高的全尺寸模型声振环境试验，根据相似原理，设置相应的整流罩内噪声和结构振动控制参数，得到整流罩缩比公式，根据此缩比公式设计缩比模型，最终通过缩比模型预测全尺寸模型的声场特性。采用本发明所提及的缩比模型设计方法，设计出的缩比模型可以有效的反映原模型的声场特性，在声振环境试验中可以使用缩比模型试验来替代难度大、成本高的全尺寸模型试验，具有重要的工程意义。

Description

一种构建运载火箭整流罩声振试验缩比模型的方法

技术领域

本发明涉及一种构建运载火箭整流罩声振试验缩比模型的方法，属航天领域。

背景技术

运载火箭在飞行过程中主要受到气动噪声和喷流噪声的影响，由燃气射流引发的气动噪声可达到160dB以上。外部噪声以宽频、随机的形式通过透射和辐射传递到整流罩内部，直接影响到有效载荷的可靠性，甚至导致整个任务失败，发生灾难性的事故。因此罩内声振环境的研究是不可或缺的一项重要内容。

目前对整流罩声振环境的研究主要采用数值仿真和试验测量两种方法，数值仿真包括有限元方法(FEM)、边界元方法(BEM)和统计能量分析方法(SEA)。但是由于FEM/BEM方法仅适用于低频声振环境预示，而SEA方法仅适用于高频声振环境预示，一些混合预示方法目前也不成熟，往往需要进行试验测量。如果进行整流罩全尺寸声振环境试验，则试验成本高、难度大且不易于快速测量试验数据，需要针对火箭整流罩设计缩比模型进行试验研究，基于相似理论的缩比模型可用于声振环境的研究。

发明内容

本发明的目的是提供一种构建运载火箭整流罩声振试验缩比模型的方法，该方法考虑运载火箭在飞行过程中受到外部噪声影响，针对难度大、成本高的全尺寸模型声振环境试验，根据相似原理，设置相应的整流罩内噪声和结构振动控制参数，得到整流罩缩比公式，根据此缩比公式设计缩比模型，最终通过缩比模型预测全尺寸模型的声场特性，以填充从仿真到真实试验之间的空白，进而节约试验成本，提高人员安全系数。

本发明是通过以下技术方案实现的。

一种构建运载火箭整流罩声振试验缩比模型的方法，包括以下步骤：

步骤一、确定整流罩内噪声控制参数：所述内噪声控制参数包括：声源参数、介质参数和结构参数；

所述声源参数：声功率W，振动频率f和声源到整流罩内部的距离R；

所述介质参数：密度ρ₀和声音在介质中的传播速度c₀；

所述结构参数：密度ρ_s，弹性模量E_s，泊松比ν_s，直径d_s，厚度h_s和阻尼比ζ；

则整流罩内部声压p与所述内噪声控制参数的函数关系式为：

p＝F(W,R,f；ρ₀,c₀；ρ_s,E_s,ν_s,d_s,h_s,ζ) (1)

步骤二、将ρ₀、c₀和W作为基本量，内噪声控制参数的函数，即式(1)转化为无量纲关系，并根据相似律进行简化，得到整流罩内声场的缩比公式：

缩比模型与原模型的介质参数和结构材料均相同，则ρ₀，c₀，ρ_s，E_s，ν_s和ζ6个有关参数与原模型保持相同，即，

(ρ₀,c₀；ρ_s,E_s,ν_s,ζ)＝const (3)

则式(2)简化为

根据相似律，若要使整流罩缩比模型内声场p_sc与原模型内声场p相等，则要满足：

根据式(3)将式(5)简化为：

式中R_sc表示缩比模型声源到整流罩内部的距离，W_sc表示缩比模型声源声功率，f_sc表示缩比模型振动频率，d_s,sc表示缩比模型整流罩直径，h_s,sc表示缩比模型整流罩厚度；R表示原模型声源到整流罩内部的距离，W表示原模型声源声功率，f表示原模型振动频率，d_s表示缩比模型整流罩直径，h_s表示原模型整流罩厚度。

步骤三、根据步骤一的整流罩内噪声控制参数，得到整流罩壁面振动加速度a与所述内噪声控制参数的函数关系式为：

a＝F(W,R,f；ρ₀,c₀；ρ_s,E_s,ν_s,d_s,h_s,ζ) (7)

将ρ₀、c₀和W作为基本量，则式(7)转化为无量纲关系，并根据相似律进行简化，同时缩比模型与原模型的介质参数和结构材料均相同，则得到整流罩壁面振动加速度的缩比公式：

根据相似律和式(6)将式(8)简化为：

当原模型与缩比模型的缩比比例为k时，根据步骤二所得的整流罩内声场缩比公式，步骤三所得的整流罩壁面振动加速度缩比公式，可知

式中a_sc表示缩比模型壁面振动加速度，即得到火箭整流罩声振试验缩比模型。

有益效果

采用本发明所提及的缩比模型设计方法，可以设计出整流罩声振试验缩比模型，由缩比模型试验结果有效的反映原模型的声场特性和振动特性。相比较于难度大、成本高的原模型试验，缩比模型试验可以降低成本，具有重要的工程意义。

附图说明

图1是整流罩有限元模型示意图；其中图(a)为整流罩内声场有限元模型示意图；图(b)为整流罩外包络有限元模型示意图；

图2是分布式平面波示意图；

图3是场点分布示意图；

图4是场点平均声压级；

图5是场点峰值声压级；

图6是原模型场点声压级云图与1/5缩比模型场点声压级云图；其中图(a)为原模型在50Hz、150Hz和250Hz下的场点声压级云图；图(b)为缩比模型在250Hz、750Hz和1250Hz下的场点声压级云图；

图7是整流罩样本点位置；

图8是样本点径向平均加速度；

图9是样本点径向峰值加速度；

图10是原模型加速度云图与1/5缩比模型加速度云图；其中图(a)为原模型在50Hz、150Hz和250Hz下的加速度云图；图(b)为缩比模型在250Hz、750Hz和1250Hz下的加速度云图。

具体实施方式

下面结合实施示例对本发明作详细说明，此处所描述的实施示例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。

本实施例，一种构建运载火箭整流罩缩比模型，考虑运载火箭在飞行过程中受到外部噪声影响，针对难度大、成本高的全尺寸模型声振环境试验，根据相似原理，设置相应的整流罩内噪声和结构振动控制参数，得到整流罩缩比公式，根据此缩比公式设计缩比模型。

参考某运载火箭整流罩的结构，建立的整流罩有限元模型如附图1所示，其中整流罩内声场有限元模型如附图1(a)所示，外包络有限元模型如附图1(b)所示。壁面结构模型为蒙皮，为三角形壳单元。声学模型包括外部包络网格和内部声腔网格，均为四面体声学网格，外部包络网格的外表面定义为自适应匹配(AML)层，原模型的结构网格量为8536，声学网格量为308401。

参照混响试验条件，在声学仿真中采用24个分布式平面波模拟试验条件下的混响环境，这24个平面波均布在以整流罩为中心的球面上，如附图2所示。将整流罩与空气接触位置的结构网格和声网格定义声振耦合关系，采用基于结构模态的声振耦合算法计算内声场的响应和整流罩的壁面振动。

整流罩的结构密度、弹性模型、泊松比及阻尼比保持不变，且将空气简化为理想媒介，声波在其中传播时不存在耗散，空气声速和密度保持不变，分别设为346m/s、1.185kg/m³。参照原模型，分别建立1/2、1/3、1/4、1/5缩比比例的模型。

以1/5缩比比例的缩比模型为例，缩比模型的声源声功率W_sc＝0.04W，振动频率f_sc＝5f，声源到整流罩内部的距离R_sc＝0.2R，整流罩结构厚度h_s,sc＝0.2h_s。

计算原模型与缩比模型的内声腔的响应和整流罩的壁面振动，其频率范围分别为10-300Hz、20-600Hz、30-900Hz、40-1200Hz和50-1500Hz。

有效载荷通常位于整流罩圆柱段，建立场点网格来获得整流罩内声腔的声压级响应，示意图如附图3所示，长方形场点网格均匀分布在圆柱段内，由25个单元36个节点组成。

采用声学有限元方法计算得出原模型与缩比模型的场点声压级，使用声压均方根平均法将24个平面波激励下的场点声压响应进行叠加，得到在混响激励下的场点声压级。原模型与缩比模型的场点平均声压级曲线如附图4所示，场点峰值声压级曲线如附图5所示。原模型与1/5缩比模型的场点声压级云图对比如附图6所示，其中原模型在50Hz、150Hz和250Hz下的场点声压级云图如附图6(a)所示，缩比模型在250Hz、750Hz和1250Hz下的场点声压级云图如附图6(b)所示。可以看出原模型与缩比模型在对应频率上声压级分布相同，只在数值上有微小差别。

整流罩的呼吸变形对有效载荷的包络空间影响较大，选取整流罩纵向对称面上的一系列样本点如附图7所示，计算样本点的径向加速度。同样使用均方根平均法获得原模型与缩比模型的径向加速度曲线，原模型与缩比模型的径向平均加速度曲线如附图8所示，径向峰值加速度曲线如附图9所示。原模型与1/5缩比模型的加速度云图对比如附图10所示，其中原模型在50Hz、150Hz和250Hz下的加速度云图如附图10(a)所示，缩比模型在250Hz、750Hz和1250Hz下的加速度云图如附图10(b)所示。可以看出原模型与缩比模型在对应频率上加速度分布相同，缩比模型加速度为原模型的5倍。

整流罩飞行过程中的声振环境仿真分析的真实性和准确性不能得到保证，而全尺寸试验成本高、难度大，但根据本文整流罩缩比准则可设计缩比模型试验取代全尺寸试验，弥补了从仿真分析到全尺寸试验中间段的空白。理论上讲参考本文的缩比准则可设计任何缩比比例下缩比模型试验，缩比倍数越大越节省费用，但在实际试验过程中，缩比倍数越大，声压在单位尺度上的变化率越高，这将对试验测试造成困难，增大试验误差，而且随着缩比倍数增大，整流罩厚度越薄，一方面不利于加工制造，另一方面可能会使材料的强度等参数发生变化，因此在实际缩比实验中应当合理选择缩比比例。

以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种构建运载火箭整流罩声振试验缩比模型的方法，包括以下步骤：

步骤一、确定整流罩内噪声控制参数：所述内噪声控制参数包括：声源参数、介质参数和结构参数；

所述声源参数：声功率W，振动频率f和声源到整流罩内部的距离R；

所述介质参数：密度ρ₀和声音在介质中的传播速度c₀；

所述结构参数：密度ρ_s，弹性模量E_s，泊松比ν_s，直径d_s，厚度h_s和阻尼比ζ；

则整流罩内部声压p与所述内噪声控制参数的函数关系式为：

p＝F(W,R,f；ρ₀,c₀；ρ_s,E_s,ν_s,d_s,h_s,ζ) (1)

步骤二、将ρ₀、c₀和W作为基本量，内噪声控制参数的函数，即式(1)转化为无量纲关系，并根据相似律进行简化，得到整流罩内声场的缩比公式：

缩比模型与原模型的介质参数和结构材料均相同，则ρ₀，c₀，ρ_s，E_s，ν_s和ζ6个有关参数与原模型保持相同，即，

(ρ₀,c₀；ρ_s,E_s,ν_s,ζ)＝const (3)

则式(2)简化为

根据相似律，若要使整流罩缩比模型内声场p_sc与原模型内声场p相等，则要满足：

根据式(3)将式(5)简化为：

式中R_sc表示缩比模型声源到整流罩内部的距离，W_sc表示缩比模型声源声功率，f_sc表示缩比模型振动频率，d_s,sc表示缩比模型整流罩直径，h_s,sc表示缩比模型整流罩厚度；R表示原模型声源到整流罩内部的距离，W表示原模型声源声功率，f表示原模型振动频率，d_s表示原模型整流罩直径，h_s表示原模型整流罩厚度；

步骤三、根据步骤一的整流罩内噪声控制参数，得到整流罩壁面振动加速度a与所述内噪声控制参数的函数关系式为：

a＝F(W,R,f；ρ₀,c₀；ρ_s,E_s,ν_s,d_s,h_s,ζ) (7)

将ρ₀、c₀和W作为基本量，则式(7)转化为无量纲关系，并根据相似律进行简化，同时缩比模型与原模型的介质参数和结构材料均相同，则得到整流罩壁面振动加速度的缩比公式：

根据相似律和式(6)将式(8)简化为：

当原模型与缩比模型的缩比比例为k时，根据步骤二所得的整流罩内声场缩比公式，步骤三所得的整流罩壁面振动加速度缩比公式，可知

式中a_sc表示缩比模型壁面振动加速度，即得到火箭整流罩声振试验缩比模型。

Images