CN113435135B - 一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法 - Google Patents

一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113435135B
CN113435135B CN202110701046.6A CN202110701046A CN113435135B CN 113435135 B CN113435135 B CN 113435135B CN 202110701046 A CN202110701046 A CN 202110701046A CN 113435135 B CN113435135 B CN 113435135B
Authority
CN
China
Prior art keywords
engine
model
flow field
bundled
sound
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110701046.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113435135A (zh
Inventor
荣吉利
程修妍
张博涵
仇宇辰
刘睿
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Technology BIT
Original Assignee
Beijing Institute of Technology BIT
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Technology BIT filed Critical Beijing Institute of Technology BIT
Priority to CN202110701046.6A priority Critical patent/CN113435135B/zh
Publication of CN113435135A publication Critical patent/CN113435135A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113435135B publication Critical patent/CN113435135B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/08—Fluids
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/10—Noise analysis or noise optimisation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本发明涉及一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法，属航天领域。该方法基于捆绑火箭等效模型将实尺寸捆绑发动机等效为单发动机，然后利用高温高速射流的缩比模型相似准则，建立等效单发动机缩比模型计算模型，通过非定常数值模拟获取流场及声场，进而快速预示实尺寸捆绑发动机的流场和声场。该方法可快速预估发动机噪声量级，提高计算效率。本发明针对全尺寸捆绑火箭发动机喷流试验成本过大的问题，建立较小的单发动机等效缩比模型进行试验或数值计算，获取等效缩比模型流场及声场，根据所提出的快速预估方法，预示实尺寸发动机流场及声场，为火箭发射场的降噪方案提供理论指导，具有重要的工程意义。

Description

一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法
技术领域
本发明涉及一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法，属航天领域。
背景技术
火箭发动机工作时会生成高温高速燃气，与周围介质急剧掺混，将产生巨大的射流噪声。随着空间技术的发展，对火箭推力的需求越来越高，通过捆绑增大推力的形式被广泛采用，这导致了更加严酷的噪声环境，对发射系统可靠性造成威胁。因此，有必要开展捆绑火箭的流场及声场预示方法研究。
火箭发动机射流噪声的研究方法主要有理论、实验和数值模拟。早期研究主要是通过理论和实验研究开展的，但捆绑火箭的流场和声场计算研究较少。全尺寸捆绑火箭发动机的试验成本过高、安全性较低，难以直接开展；测量设备有限，难以对全场信息进行准确测量。随着计算机性能的发展，通过数值模拟方法研究射流流场及声场成为了主流，具有成本低、可获取任意流场信息的优点。然而，对捆绑火箭发动机进行全尺寸的数值模拟，计算量十分巨大，尤其是声学计算，需要获取较为准确的湍流脉动，通常需要用到大涡模拟(LES)等方法，需耗费大量的计算资源，在设计初期难以开展。
发明内容
发明的目的是为了解决现有捆绑火箭发动机试验成本高、仿真计算效率低的问题，提供一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法，该方法基于捆绑火箭等效模型将实尺寸捆绑发动机等效为单发动机，然后利用高温高速射流的缩比模型相似准则，建立等效单发动机缩比模型计算模型，通过非定常数值模拟获取流场及声场，进而快速预示实尺寸捆绑发动机的流场和声场。该方法可快速预估发动机噪声量级，提高计算效率。
发明的目的是通过下述技术方案实现的。
一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法，包括以下步骤：
步骤一、确定等效单发动机模型
发动机推力表示为：
Figure RE-GDA0003224907850000011
其中，m为燃气质量，v为燃气速度，pe为出口压强，Pa为环境压强，Se为出口截面,S为面积。当n个发动机捆绑后，其总推力为：
Figure RE-GDA0003224907850000021
在实际的型号设计中，芯级发动机和捆绑助推发动机的推力量级近似相等，因此，n个发动机捆绑后的总推力可简化为：
Figure RE-GDA0003224907850000022
则在喷管构型相似的条件下，等效单发动机喷管出口直径Dequiv近似估算为：
Figure RE-GDA0003224907850000023
Dei为单个喷管的直径。根据喷管构型相似原则，即可确定与捆绑发动机等效的单发动机喷管尺寸，并据此建立等效单发动机模型。
步骤二、建立等效单发动机缩比模型
火箭发动机喷管中的流动可近似看作是理想气体的一维定常变截面等熵流动，根据如下喷流流场缩比模型相似准则，对步骤一得到的等效单发动机模型建立缩比模型；
所述准则为：
(1)缩比模型喷管的几何尺寸与原模型的几何尺寸之比为相同值；
(2)喷管的入口压强和温度与原模型一致；
(3)缩比模型的环境压强和燃气比热比与原模型一致。
如果满足上述准则，并保持外部空气介质相同，那么缩比模型的喷管出口的流场与原型喷管出口流场一致，缩比模型的燃气流场结构与原型的燃气流场结构满足几何尺寸比例的线性相似关系，即对应位置处流场参数一致。所述处流场参数包括：温度、压强、流速和马赫数；
步骤三、对步骤二建立的缩比模型计算域进行网格划分及边界条件设定；
步骤3.1、选定计算域
喷管出口直径为De，根据经验公式：
Lc＝De(5.22Me 0.9+0.22)#(5)
LS＝De(5Me 1.8+0.8)#(6)
预测出火箭发动机超声速射流核心长度Lc、超声速长度Ls、射流有效长度LA≈5Lc，为了避免出口边界条件对计算结果的影响，选取轴向计算域长度为2LA，径向直径为LA的圆柱体区域作为计算域；
步骤3.2、对计算域进行网格划分
采用结构化网格对计算域进行离散，利用“O”型网格划分方式对圆柱体区域的圆形截面进行划分，在喷管入口处和近壁面对网格进行加密。
步骤3.3、设定计算域的边界条件
依据实际发动机的工作参数，给定喷管燃气入口为压力入口边界，给定总温、总压；左侧空气的压力入口边界压强设为环境温度和压强；其余出口为压力出口边界，设为环境温度和压强。在喷管壁面上采用绝热、无滑移壁面条件，选用标准壁面函数处理边界。燃气入口为多组分气体。
步骤四、对步骤二建立的缩比模型进行流场计算
采用有限体积法对N-S方程进行求解。选用Roe FDS格式对无粘通量项进行离散，选用二阶迎风格式重构无粘通量项。随后，采用RNG k-ε湍流模型对稳态流场进行计算。该模型是在标准k-ε模型的基础上，采用重整化群理论的统计技术推导的，对湍流旋涡计算精度更高，在有大应变率、旋涡、分离等流动问题中表现更好。将稳态流场作为初场，再通过大涡模拟进行非稳态计算。根据非稳态计算结果，计算lighthill应力张量项分布情况，选取能包络声源项的声源积分面，用于后续的声压级分布计算。
步骤五、在所需位置建立观测点，根据步骤四计算得到的非稳态流场和建立的声源面，通过Ffowcs-Williams Hawkings方程对步骤二建立的缩比模型的远场声压级分布进行计算。
步骤六、预估等效单发动机流场及噪声特性
步骤6.1、预估等效单发动机流场
以缩比模型流场计算结果为对象，根据缩比模型的缩比比例将流场计算结果等比例扩大，即可得到实尺寸等效单发动机流场分布情况；
步骤6.2、预估等效单发动机噪声特性
发动机噪声特性包括总辐射声功率级和声压级分布；
首先预估总辐射声功率级。在喷管轴截面上，以距离等效单发动机射流中心距离为原点，建立半径为R的圆周，在所述圆周上取N个观测点，通过步骤五计算实尺寸等效单发动机在每个观测点的总声压级Lpi(θ)，θ为以X轴方向为0°方向，逆时针旋转的角度，则总平均声压级为：
Figure RE-GDA0003224907850000031
则总辐射声功率级近似为：
LW＝Lp-avr+20lg R+K#(8)
其中，
Figure RE-GDA0003224907850000032
然后预估声压级分布。使用斯特劳哈尔数
Figure RE-GDA0003224907850000033
确定缩比模型与原模型噪声频率的缩放比例，确定实尺寸等效单发动机在相应位置的声压级情况：原模型与缩比模型在相似位置R1/D1＝R2/D2处声压相等，P1＝P2，则声压级也相等，即
Figure RE-GDA0003224907850000041
所对应的中心频率为f1＝f2D2/D1,其中，R1为原模型观测位置，D1为原模型喷管直径，V1为原模型出口速度，P1为原模型观测点声压，
Figure RE-GDA0003224907850000042
为原模型在观测位置的声压级，；R2为缩比模型观测位置， D2为缩比模型喷管直径，V2为缩比模型出口速度，P2为缩比模型在相似位置的观测点声压，
Figure RE-GDA0003224907850000043
为缩比模型在相似位置的观测点声压级。
步骤七、预估捆绑发动机流场及噪声特性
步骤7.1、预估捆绑发动机流场
捆绑发动机流场射流的射流核心区、混合区和充分发展区在轴向的分布情况与步骤6.1 中等效单发动机近似相等，可根据步骤6.1中等效单发动机的预估结果得到捆绑发动机流场分布情况。
步骤7.2、预估捆绑发动机噪声特性
根据步骤6.2得到的实尺寸等效单发动机声场分布情况，预估实尺寸捆绑发动机噪声特性。
首先预估总辐射声功率级。在多股射流并联时，射流间的引射作用导致尾流扩张角较小，由边界层产生的压力脉动较低，导致多喷管射流的声功率级要比等效单射流小2dB左右，其声效率降低约0.08％。因此，捆绑发动机总辐射声功率级可估算为：
LW-strap-on＝LW-2dB#(9)
然后预估声压级分布。将步骤6.2中得到的声压级Lpi(θ)转换为声压P(θ)，根据所研究的发动机捆绑数量，可选双射流，或捆绑射流(6台发动机)，通过图1中给出的方向因子α(θ) 对P(θ)的分布进行转换，近似估算实尺寸捆绑发动机在R取60-100De范围内的声压分布情况：
Pstrap-on(θ)＝P(θ)α(θ)#(10)
进而可估算实尺寸捆绑火箭发动机在相应位置的声压级：
SPL(θ)＝20lg(Pstrap-on(θ)/pref)#(11)
步骤八、流场及噪声的预估
根据步骤7.1即可得到捆绑发动机流场分布，根据步骤7.2即可预估捆绑发动机总辐射声功率级和声压级分布情况。
有益效果
1.根据经验公式，提出高温高速射流数值计算建模流程，给定边界条件、网格划分规范、数值格式选取方案，便于对火箭发动机进行快速建模和数值计算。
2.根据高温高速射流流场特点给出了声源面选取方案及远场噪声计算方法，便于快速计算超声速射流噪声分布情况。
3.给出捆绑发动机等效方法，将多喷管发动机等效为单发动机，进而采用缩比模型相似准则精确计算流场和声场，根据结果反推捆绑发动机流场及声场分布，能节省大量的计算资源和时间。
4、本专利结合缩比模型相似准则和捆绑发动机等效模型，针对运载火箭常用的双发动机捆绑形式和双发动机捆绑4个助推器的形式，提出一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法，用于较为快速地预示原尺寸捆绑发动机模型的流场和声场。
附图说明
图1是捆绑射流与等效单射流之间转换的声压方向因子；
图2是捆绑火箭发动机喷管分布位置；
图3是计算域的网格划分情况，其中：
(a)是计算域整体网格划分情况；
(b)轴向对称面网格划分细节；
(c)空气入口及燃气入口网格划分细节；
图4是轴向对称面稳态计算结果，其中：
(a)压强分布云图(atm)；
(b)速度分布云图(m/s)；
图5是轴线对称截面上的Lighthill声源项分布；
图6是超声速射流计算域及声源面选取示意图；
图7是射流声场观测点位置坐标示意图；
图8总声压级随角度的变化趋势；
图9是估算原尺寸等效单发动机轴向对称面计算结果，其中：
(a)压强分布云图(atm)；
(b)速度分布云图(m/s)；
图10是声压级频率，其中：
(a)是缩比模型声压级频谱；
(b)是根据缩比模型相似准则计算的原尺寸模型声压级频谱；
图11是等效射流在各个方向的分布，以及根据方向因子转换后的捆绑射流噪声分布情况；
图12是轴对称截面流场分布情况，其中：
(a)是实尺寸捆绑发动机的数值计算结果；
(b)是根据步骤6.2预估的等效单发动机预估结果。
具体实施方式
下面结合附图和实施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，研究目标为某型号火箭捆绑发动机远场射流噪声，其发动机喷管分布位置如图2所示，研究对象共包含了6台发动机，每台发动机推力和喷管尺寸近似相等。每个发动机喷管直径约1.3m，若直接进行数值计算，则需消耗大量的计算资源，因此，采用本发明所提出的方法进行远场射流噪声的预估。
步骤一、确定等效单发动机模型
该型号为6台发动机捆绑，且各发动机推力近似相等，因此可得等效单发动机模型，其出口直径为：
Figure RE-GDA0003224907850000061
据此建立等效单发动机模型。
步骤二、建立等效单发动机缩比模型
火箭发动机喷管中的流动可近似看作是理想气体的一维定常变截面等熵流动，因此满足气体等熵流动的基本公式：
Figure RE-GDA0003224907850000062
Figure RE-GDA0003224907850000063
Figure RE-GDA0003224907850000064
其中，出口马赫数Mae，燃气比热比k，燃气出口温度Te，燃气入口温度Tb，燃气出口压强pe，燃气入口压强pb；环境压强p0和环境温度T0；结构参数包括：喷管出口面积Se，喷喉面积St。
所建缩比模型与原模型的环境参数相同，缩比模型喷管的几何尺寸与原模型的几何尺寸之比为12，即缩比模型与原模型尺寸之比为1:12；喷管的入口压强和温度与原模型设定一致，则所建缩比模型的喷管出口的流场与原型喷管出口流场一致，缩比模型的燃气流场结构与原型的燃气流场结构满足几何尺寸比例的线性相似关系，即对应位置处流场参数一致。
步骤三、对步骤二建立的缩比模型计算域进行网格划分及边界条件设定；
步骤3.1、选定计算域
根据式(5)、式(6)预测出火箭发动机超声速射流核心Lc约为18De，超声速长度Ls约为 50De。射流有效长度LA≈5Lc，约为90De。为了避免出口边界条件对计算结果的影响，选取轴向计算域长度为180De，径向直径为100De的圆柱体区域作为计算域。
步骤3.2、对计算域进行网格划分
采用结构化网格对计算域进行离散，利用“O”型网格划分方式对圆形截面进行划分，在喷管入口处和近壁面0.2De范围内对网格进行了加密。同时，在声源面内选用了较细的网格以准确捕捉压力脉动，在压力出口处采用较粗的网格，防止伪反射波的影响。计算模型共包括六面体网格484万，四边形网格11万，节点数487万。最小网格尺寸为0.4mm。网格细节如图3所示，图3(a)展示了计算域的整体网格划分情况，图3(b)展示了喷管附近网格的加密情况，图3(c)展示了喷管入口处和径向截面上的网格划分情况。
步骤3.3、设定计算域的边界条件
依据实际发动机的工作参数，给定喷管燃气入口为压力入口边界，给定总温3810K，总压17.7MPa；左侧空气的压力入口边界压强设为环境温度和压强；其余出口为压力出口边界，设为环境温度和压强。在喷管壁面上采用绝热、无滑移壁面条件，选用标准壁面函数处理边界。燃气入口为多组分气体，混合燃气的气体常数为321.28J/(kg·K)，定压比热为 1845.43J/(kg·K)绝热指数为1.21。燃气粘性系数由Sutherland Viscosity Law进行计算，燃气等效分子量为25.16kg/mol。
步骤四、对步骤二建立的缩比模型进行流场计算
采用有限体积法对N-S方程进行求解，采用RNGk-ε湍流模型对稳态流场进行计算。选用Roe FDS格式对无粘通量项进行离散，选用二阶迎风格式重构无粘通量项。经40000个迭代步后计算收敛，截取轴对称截面上物理量分布情况如图4所示，图4(a)为平均压强与大气压强比值的分布情况，图4(b)为流场平均速度分布情况。
将稳态流场作为初场，通过大涡模拟进行非稳态计算。针对本算例的流动特征，将时间步长设定为Δt＝2.5×10-6s，为避免初场对非稳态流场计算结果的影响，8000个时间步后开始进行流场的统计平均计算和声学计算。用四路intel黄金志强6154服务器2台进行并行计算，每台72核72线程，内存容量384G，共进行稳态计算30000步，非稳态计算8000个时间步，消耗机时120小时，
根据非稳态计算结果，计算lighthill应力张量项分布情况，计算结果如图5所示，lighthill应力张量在0-50De内以扩张形式发展，在50-100De范围内近乎平行于轴线方向发展，因此，根据计算结果，建立了如图6所示的声源面，图中的虚线代表了声源面的外轮廓，声源面包含了1个扩张型圆柱面和1个标准圆柱面，扩张型圆柱面较窄一端直径为4De，较宽一端直径为20De，沿轴向的长度为50De；标准圆柱面直径为20De，沿轴向的长度为50De。
步骤五、在所需位置建立观测点，根据步骤四计算得到的非稳态流场和建立的声源面，通过Ffowcs-Williams Hawkings方程，计算公式如式(15)-(19)，对步骤二建立的缩比模型的远场声压级分布进行计算。
Ffowcs Williams和Hawkings基于Curle的工作，采用广义函数法，给出了考虑任意运动固体边界发声的微分方程：
Figure RE-GDA0003224907850000081
方程解的形式为：
p′(x,t)＝p′T(x,t)+p′L(x,t)+p′Q(x,t)#(16)
其中：
Figure RE-GDA0003224907850000082
Figure RE-GDA0003224907850000083
Figure RE-GDA0003224907850000084
式中，
Figure RE-GDA0003224907850000085
Li＝Pijnj+ρui(un-vn)；
Figure RE-GDA0003224907850000086
Figure RE-GDA0003224907850000087
为单位辐射矢量；
Figure RE-GDA0003224907850000088
Figure RE-GDA0003224907850000089
为了表征射流的声辐射特性，按图7设定射流声辐射观测坐标系。以喷管出口中心为原点，以射流中心轴线为X轴，在任意轴向对称面上，作半径为R的圆，以X轴方向为0°方向，逆时针旋转角度设置为θ，则任一观测点的坐标可用该轴向对称面上的极坐标(R,θ)来表示。
设置观测距离R分别为60De、70De、80De、90De、100De、110De、120De的7组半圆形观测点，每组半圆形监测点形成0-180°的包络，点之间间隔10°。计算每个观测点的总声压级，并以直角坐标系形式绘制于图8中，每组半圆形观测点的总声压级随角度的变化趋势一致，总声压级在20°～60°范围内随角度的增加而增大，最大声压级位于60°方向，在R＝60De时约149dB；在60°～180°范围内总声压级随角度增加而逐渐降低。
步骤六、预估等效单发动机流场及噪声特性
步骤6.1、预估等效单发动机流场
以缩比模型流场计算结果为对象，根据缩比模型的缩比比例将流场计算结果等比例扩大，即可得到实尺寸等效单发动机流场情况。可通过图4得出原尺寸等效单发动机流场分布情况，原型的燃气流场结构与缩比模型的燃气流场结构满足几何尺寸比例的线性相似关系，即对应位置处流场参数(温度、压强、流速、马赫数等)一致。得到的流场分布情况如图9所示，图9(a)为等效单发动机流场的平均压强/环境压强的分布情况，图9(b)为流场的平均速度分布情况。
步骤6.2、预估等效单发动机噪声特性
发动机噪声特性包括总辐射声功率级和声压级分布。
首先预估总辐射声功率级。在喷管轴截面上，以距离等效单发动机射流中心距离为原点，建立半径为R＝100De的圆周，在所述圆周上取N个观测点，通过步骤五计算实尺寸等效单发动机在每个观测点的总声压级Lpi(θ)，θ为以X轴方向为0°方向，逆时针旋转的角度，根据式(7)计算得到总平均声压级为156.7dB，根据式(8)计算得到总辐射声功率级为175dB.
然后预估声压级分布。根据步骤五的计算结果，提取缩比模型在R＝60De处的30°、60°和90°位置的声压级频谱如图10(a)所示，则实尺寸等效单发动机模型在相似位置
Figure RE-GDA0003224907850000091
Figure RE-GDA0003224907850000092
处声压相等，频率需按
Figure RE-GDA0003224907850000093
即1:12的比例进行压缩，估算其声压级频谱如图10(b)所示。
步骤七、预估捆绑发动机流场及噪声特性
步骤7.1、预估捆绑发动机流场
捆绑发动机流场射流的射流核心区、混合区和充分发展区在轴向的分布情况与步骤6.1 中等效单发动机近似相等。通步骤6.1得到的等效单发动机流场的预估结果即可作为捆绑发动机流场分布情况的预估结果。
步骤7.2、预估捆绑发动机噪声特性
根据步骤6.2得到的实尺寸等效单发动机声场分布情况，预估实尺寸捆绑发动机噪声特性。
首先预估总辐射声功率级。根据步骤6.2中计算的等效实尺寸单发动机总辐射声功率计算结果，所研究发动机工作状态为自由空间，K取8，通过式(9)可估算捆绑发动机总辐射声功率级约为173dB。
然后预估声压级分布。取R＝100De，步骤6.2中得到的声压级Lpi(θ)的分布情况如图11 中的线型
Figure RE-GDA0003224907850000101
所示。根据式(10)和式(11)，预估捆绑火箭射流声压级分布情况，在距离喷管中心100De位置的总声压级分布如图11中的线型
Figure RE-GDA0003224907850000102
所示。
同时，为了验证本专利所述方法的有效性，对实尺寸捆绑发动机进行了建模计算，网格数量为1200万，时间步长设定为Δt＝2.5×10-6s。采用四路intel黄金志强6154服务器2 台进行并行计算，每台72核72线程，内存容量384G，共进行稳态计算100000步，非稳态计算80000步，消耗机时600小时。
计算得到的对称截面流场速度分布情况如图12(a)所示。同时，图12(b)给出了步骤 6.1得到的等效单发动机对称截面流场速度分布情况，可以看出，二者流场发展情况近似相同，射流核心区都发展到30De左右，混合区在30～60De范围内，60De之后射流充分发展。
计算得到的100De处声压级随角度分布情况以线型“-”绘制于图11中，可以看出，本专利所述的预估方法结果与数值计算结果相差很小，但极大程度地节省了计算时间。
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 (2)

1.一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一、确定等效单发动机模型
发动机推力表示为：
Figure FDA0003822966820000011
其中，m为燃气质量，v为燃气速度，Pe为出口压强，Pa为环境压强，Se为出口截面,S为面积；当n个发动机捆绑后，其总推力为：
Figure FDA0003822966820000012
在实际的型号设计中，芯级发动机和捆绑助推发动机的推力量级近似相等，因此，n个发动机捆绑后的总推力简化为：
Figure FDA0003822966820000013
则在喷管构型相似的条件下，等效单发动机喷管出口直径Dequiv估算为：
Figure FDA0003822966820000014
Dei为单个喷管的直径；根据喷管构型相似原则，即可确定与捆绑发动机等效的单发动机喷管尺寸，并据此建立等效单发动机模型；
步骤二、建立等效单发动机缩比模型
火箭发动机喷管中的流动近似看作是理想气体的一维定常变截面等熵流动，根据如下喷流流场缩比模型相似准则，对步骤一得到的等效单发动机模型建立缩比模型；
所述准则为：
(1)缩比模型喷管的几何尺寸与原模型的几何尺寸之比为相同值；
(2)喷管的入口压强和温度与原模型一致；
(3)缩比模型的环境压强和燃气比热比与原模型一致；
如果满足上述准则，并保持外部空气介质相同，那么缩比模型的喷管出口的流场与原型喷管出口流场一致，缩比模型的燃气流场结构与原型的燃气流场结构满足几何尺寸比例的线性相似关系，即对应位置处流场参数一致；所述处流场参数包括：温度、压强、流速和马赫数；
步骤三、对步骤二建立的缩比模型计算域进行网格划分及边界条件设定；
步骤3.1、选定计算域
喷管出口直径为De，根据经验公式：
Lc＝De(5.22Me 0.9+0.22) (5)
LS＝De(5Me 1.8+0.8) (6)
预测出火箭发动机超声速射流核心长度Lc、超声速长度Ls、射流有效长度LA≈5Lc，为了避免出口边界条件对计算结果的影响，选取轴向计算域长度为2LA，径向直径为LA的圆柱体区域作为计算域；
步骤3.2、对计算域进行网格划分
采用结构化网格对计算域进行离散，利用“O”型网格划分方式对圆柱体区域的圆形截面进行划分，在喷管入口处和近壁面对网格进行加密；
步骤3.3、设定计算域的边界条件
依据实际发动机的工作参数，给定喷管燃气入口为压力入口边界，给定总温、总压；左侧空气的压力入口边界压强设为环境温度和压强；其余出口为压力出口边界，设为环境温度和压强；在喷管壁面上采用绝热、无滑移壁面条件，选用标准壁面函数处理边界；燃气入口为多组分气体；
步骤四、对步骤二建立的缩比模型进行流场计算
采用有限体积法对N-S方程进行求解；将稳态流场作为初场，再通过大涡模拟进行非稳态计算；根据非稳态计算结果，计算lighthill应力张量项分布情况，选取声源积分面，用于后续的声压级分布计算；
步骤五、在所需位置建立观测点，根据步骤四计算得到的非稳态流场和建立的声源面，通过Ffowcs-Williams Hawkings方程对步骤二建立的缩比模型的远场声压级分布进行计算；
步骤六、预估等效单发动机流场及声场
步骤6.1、预估等效单发动机流场
以缩比模型流场计算结果为对象，根据缩比模型的缩比比例将流场计算结果等比例扩大，即可得到实尺寸等效单发动机流场分布情况；
步骤6.2、预估等效单发动机噪声特性
总辐射声功率级的预估：
以距离等效单发动机射流中心距离为原点，建立半径为R的圆周，在所述圆周上取N个观测点，通过步骤五计算实尺寸等效单发动机在每个观测点的总声压级Lpi(θ)，θ为以X轴方向为0°方向，逆时针旋转的角度，则总平均声压级为：
Figure FDA0003822966820000021
则总辐射声功率级为：
LW＝Lp-avr+20lgR+K (8)
其中，
Figure FDA0003822966820000031
声压级分布的预估：
使用斯特劳哈尔数
Figure FDA0003822966820000032
确定缩比模型与原模型噪声频率的缩放比例，确定实尺寸等效单发动机在相应位置的声压级情况：原模型与缩比模型在相似位置R1/D1＝R2/D2处声压相等，p1＝P2，则声压级也相等，即
Figure FDA0003822966820000033
所对应的中心频率为f1＝f2D2/D1,其中，R1为原模型观测位置，D1为原模型喷管直径，V1为原模型出口速度，P1为原模型观测点声压，
Figure FDA0003822966820000034
为原模型在观测位置的声压级，R2为缩比模型观测位置，D2为缩比模型喷管直径，V2为缩比模型出口速度，P2为缩比模型在相似位置的观测点声压，
Figure FDA0003822966820000035
为缩比模型在相似位置的观测点声压级；
步骤七、估捆绑发动机流场及噪声特性
步骤7.1、预估捆绑发动机流场
捆绑发动机流场射流的射流核心区、混合区和充分发展区在轴向的分布情况与步骤6.1中等效单发动机近似相等，根据步骤6.1中等效单发动机的预估结果得到捆绑发动机流场分布情况；
步骤7.2、预估捆绑发动机噪声特性
根据步骤6.2得到的实尺寸等效单发动机声场分布情况，预估实尺寸捆绑发动机噪声特性：
在多股射流并联时，射流间的引射作用导致尾流扩张角小，由边界层产生的压力脉动低，导致多喷管射流的声功率级要比等效单射流小2dB，其声效率降低0.08％；因此，捆绑发动机总辐射声功率级估算为：
LW-strap-on＝LW-2dB (9)
将步骤6.2中得到的每个观测点的总声压级Lpi(θ)转换为声压P(θ)，根据所研究的发动机捆绑数量，可选双射流，或捆绑射流，通过方向因子α(θ)对P(θ)的分布进行转换，估算实尺寸捆绑发动机在R取60-100De范围内的声压分布情况：
Pstrap-on(θ)＝P(θ)α(θ) (10)
进而估算实尺寸捆绑火箭发动机在相应位置的声压级：
SPL(θ)＝20lg(Pstrap-on(θ)/pref) (11)
步骤八、流场及噪声的预估
根据步骤7.1即可得到捆绑发动机流场分布，根据步骤7.2即可预估捆绑发动机总辐射声功率级和声压级分布情况。
2.如权利要求1所述的一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法，其特征在于：步骤四所述采用有限体积法对N-S方程进行求解的方法为：选用Roe FDS格式对无粘通量项进行离散，选用二阶迎风格式重构无粘通量项，采用RNGk-ε湍流模型对稳态流场进行计算。
CN202110701046.6A 2021-06-22 2021-06-22 一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法 Active CN113435135B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110701046.6A CN113435135B (zh) 2021-06-22 2021-06-22 一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110701046.6A CN113435135B (zh) 2021-06-22 2021-06-22 一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113435135A CN113435135A (zh) 2021-09-24
CN113435135B true CN113435135B (zh) 2022-12-16

Family

ID=77753729

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110701046.6A Active CN113435135B (zh) 2021-06-22 2021-06-22 一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113435135B (zh)

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4184401B2 (ja) * 2006-10-20 2008-11-19 川崎重工業株式会社 ジェット騒音の音源モデル化方法、ジェット騒音の解析方法および航空機の設計方法
CN110717289B (zh) * 2019-03-19 2021-02-19 北京理工大学 一种构建运载火箭整流罩声振试验缩比模型的方法
US20200410147A1 (en) * 2019-06-28 2020-12-31 Viettel Group Aerodynamic derivatives calculation method for flight vehicle
CN110457804B (zh) * 2019-07-31 2022-09-27 南京理工大学 预测单喷管运载火箭射流噪声的数值方法
CN111191341A (zh) * 2019-12-02 2020-05-22 南京理工大学 一种预测单喷管运载火箭缩比模型射流噪声的数值方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113435135A (zh) 2021-09-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109800488B (zh) 关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法
Paxson et al. Numerical and analytical assessment of a coupled rotating detonation engine and turbine experiment
CN110457804B (zh) 预测单喷管运载火箭射流噪声的数值方法
Narayana et al. Simulation of convergent divergent rocket nozzle using CFD analysis
Aabid et al. Modelling and analysis of convergent divergent nozzle with sudden expansion duct using finite element method
Chutkey et al. Analysis of annular plug nozzle flowfield
CN113435135B (zh) 一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法
MONSON et al. Comparison of LDV measurements and Navier-Stokes solutions in a two-dimensional 180-degree turn-around duct
Papamoschou et al. Towards a low-cost wavepacket model of the jet noise source
Zapryagaev et al. Flow structure at the initial section of a supersonic jet exhausting from a nozzle with chevrons
Wu et al. Optimisation analysis of structural parameters of an annular slot ejector based on the coanda Effect
Habibi et al. Prediction of the Sound radiated from Low-Mach Internal Mixing Nozzles with Forced Mixers using the Lattice Boltzmann Method
Volkov et al. Flow dynamics and acoustics of the gas jet emanating from a conical nozzle into an immersed space
Hussain et al. Design, construction and testing of low speed wind tunnel with its measurement and inspection devices
Kong et al. Analytical and computational studies on the vacuum performance of a chevron ejector
Siswantara et al. An investigation turbulence model of standard k- to get optimum parameters of turbulence constants (cµ, c1, and c2) of compressible fluid dynamics in a confined jet
Qiaorui et al. Study on flow-induced noise propagation mechanism of cylinder–airfoil interference model by using large eddy simulation combined with vortex–acoustic equation
Ayupov et al. RANS/ILES analysis of the flow pattern and the acoustic characteristics of a supersonic off-design jet at large nozzle pressure ratios
Reza et al. Computational investigation of the effect of variable cowl length on the flowfield of conical aerospike nozzles
Kim et al. Numerical study of film cooling scheme on a blunt-nosed body in hypersonic flow
Huang et al. Simulation of axisymmetric scramjet inlet flow fields using anti-diffusive WENO Navier-Stokes solver
Roy et al. Effect of Lobe Count and Lobe Length of Corrugated Lobed Nozzle on Subsonic Flow Characteristics
Jin et al. Compressibility Modified RANS Simulations for Noise Prediction of Jet Exhausts with Chevron
Park et al. Development of a 1D solution algorithm to predict ejector performance in high altitude wind tunnels
KIM Calculations of low Reynolds number rocket nozzles

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant