采用大渦模擬LES方法計算了火箭發(fā)動機超聲速過膨脹射流形態(tài)及近場聲壓分布,研究了入口溫度與環(huán)境溫度的比值（溫度比）對聲場的影響;將聲源分解,基于Ffowcs Williams-Hawkings （FW-H）方程獲取了不同位置噪聲源的遠場噪聲,并根據(jù)聲壓級頻譜和湍流形態(tài)分析了超聲速射流噪聲的產(chǎn)生機理。研究表明,超聲速過膨脹射流氣動噪聲由湍流混合噪聲和寬頻激波噪聲組成,近場噪聲源以馬赫波形式向大方位角輻射中高頻噪聲,下游大尺度湍流向低方位角范圍輻射低頻噪聲,聲壓級峰值頻率隨觀測角度增大而升高;隨溫度比升高,馬赫波輻射角度增大,噪聲指向性發(fā)生改變。該研究可為運載火箭發(fā)動機地面試車或火箭發(fā)射段聲學環(huán)境設計提供參考。 

【文章來源】：宇航學報. 2020,41(09)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：8 頁

【部分圖文】：

射流計算域尺寸及邊界條件

采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對計算域進行了離散。網(wǎng)格劃分細節(jié)如圖2和圖3所示,噴管入口處、壁面附近對網(wǎng)格進行了加密。計算模型共包括六面體網(wǎng)格484萬,最小網(wǎng)格尺寸為0.4 mm。根據(jù)網(wǎng)格尺寸和射流速度,將非穩(wěn)態(tài)計算時間步長設定為Δt=2.5×10-6 s。為避免初場對非穩(wěn)態(tài)流場計算結(jié)果的影響,在非穩(wěn)態(tài)計算滿足Uj·t>2xmax,即8000個時間步后開始進行聲學計算。圖3 空氣入口及燃氣入口網(wǎng)格劃分細節(jié)

空氣入口及燃氣入口網(wǎng)格劃分細節(jié)

【參考文獻】：
期刊論文
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本文編號：3614838