為了研究四噴管運載火箭起飛時火箭周圍噪聲環(huán)境問題,建立燃氣/空氣雙組分的可壓縮流動模型,采用2階Roe格式、SAS（scale-adaptive simulation）湍流模型和聲學類比積分法Ffowcs-Williams Hawkings（FW-H）求解三維Navier-Stokes方程。以單機火箭的噪聲問題為對象開展數(shù)值模擬,并將噪聲數(shù)值計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)對比,誤差在3 dB以內(nèi)（相對誤差小于1.6%）,驗證預測噪聲方法的有效性,進而研究四噴管運載火箭起飛階段采用不同導流槽構(gòu)型對箭體艙段區(qū)域噪聲環(huán)境的影響,結(jié)果表明:在相同噪聲接收點處,單側(cè)導流槽對應的總聲壓級比雙側(cè)導流槽大,兩者的總聲壓級（OASPL）之差最大為10.7 dB。另外,當采用單側(cè)導流槽時,沿周向接收點的噪聲總聲壓相對單側(cè)導流槽中心截面呈對稱分布,而且沿導流出口方向逐漸增大。所建立的噪聲數(shù)值方法為大推力捆綁運載火箭艙段的噪聲環(huán)境預測及其控制提供一定參考。 

【文章來源】：航空動力學報. 2020,35(03)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：8 頁

【文章目錄】：
1 氣動聲學數(shù)值方法及物理模型
    1.1 流動控制方程
    1.2 湍流模型
    1.3 FW-H聲類比方法
    1.4 物理模型與邊界條件
2 噪聲數(shù)值仿真驗證
3 計算結(jié)果與分析
    3.1 運載火箭羽流場
    3.2 噪聲接收點的總聲壓級變化規(guī)律
    3.3 噪聲接收點的頻譜變化規(guī)律
4 結(jié) 論


【參考文獻】：
期刊論文
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本文編號：3629535