单兵火箭燃气射流噪声抑制的实验研究

张 磊，阮文俊，王 浩

（南京理工大学，南京 210094）

单兵火箭燃气射流噪声抑制的实验研究

张 磊，阮文俊，王 浩

（南京理工大学，南京 210094）

为了能够有效抑制单兵火箭发射时的燃气射流噪声，设计了液体水圆柱形平衡体安置在火箭发动机后面，对平衡体降噪进行实验研究。在实验中利用压电式传感器测得了发射筒周围的冲击波超压值，与没加液体水平衡体实验测得的超压值相比较，发现放液体水平衡体时在改进发动机推力性能的同时，降低了整个观测区域的噪声，尤其是射流上游，起到了显著的降噪效果，并分析了火箭燃气射流与液体水平衡体相互作用的机理。实验结果对单兵火箭发射的噪声防护问题研究提供了科学依据。

射流噪声，液体平衡体，超压值，降噪

0 引言

火箭燃气射流噪声是火箭在发射时的固有特征。燃气射流初期具有明显的非稳定性，由于其突发的高声强和特殊的物理性质，对周围工作人员会造成较大的危害，同时对附近设备和环境造成很大干扰。深入认识和研究燃气射流噪声的形成机理以及测试技术，对燃气射流噪声的预测和控制都有着实际的意义。Gely［1］等对法国的运载火箭燃气射流噪声进行了系统的试验研究。Thomas和Kandula［2～4］通过试验验证了喷水能有效地抑制燃气射流噪声，并讨论了影响喷水降噪的关键因素。在国内，张彬乾、姜正行［5］等通过大量试验研究了亚、超音速射流噪声场的分布规律及影响因素，分析了射流噪声源产生的机理，为后面研究射流噪声抑制技术打下了基础。徐悦、周旭［6］等分析了火箭燃气射流噪声的气动特性，利用喷水试验探讨了喷水对火箭发动机点火时燃气的喷水降噪效果以及影响喷水降噪的因素。马宏伟、刘礼军［7］等对单兵火箭燃气射流噪声进行了实验研究，获得了燃气射流噪声近场的分布规律，同时应用小波变换方法处理燃气射流噪声数据。在此基础上，本文以单兵火箭发射为背景，在发射器尾管里面放置降噪平衡体水罐，针对液体水与燃气射流相互作用后能有效抑制燃气射流噪声进行了实验研究，并重点讨论了在燃气射流与液体平衡体相互作用的机理和影响液体平衡体降噪的重要因素。

1 实验装置与原理

本实验是在地形开阔的空地上进行的，湿度小于50%；环境温度为24℃左右；风速小于3级。实验测试系统的布置如图1所示，主要实验装置由发射筒、火箭发动机、液体水罐组成。单兵火箭武器是利用火箭发动机的推力原理，以其火药燃气向后喷出的动量平衡弹头向前的动量来使发射筒无后坐力的，因而发射器尾部喷管的燃气射流噪声是单兵火箭发射的主要噪声。考虑到人机工程问题，将3个噪声传感器布置在发射筒的侧面，每个测试点相对发射筒末端中心点为原点径向与轴向距离在图中有明确表示。

实验中噪声传感器是采用压电式Kistler系列传感器，其集电荷放大器于一身，实验时主要采用211B4和211M150两种型号的Kistler系列传感器。记录设备为JV5200瞬态记录仪，A/D转换分辨率14位，各通道独立并行采样。整个测试系统由发动机点火信号触发。

图1 实验测试系统分布图

2 实验结果与分析

图2和图4分别是在火箭发动机后面加液体水罐后和没加液体水罐1#位置的燃气射流噪声声压时间曲线，图3和图5是对应2#位置的燃气射流噪声声压时间曲线，从图中曲线可以看到加液体水罐后在同一位置所测得的超压峰值明显要低于没加液体水罐的，说明在火箭发动机后面加液体水罐可以有效地抑制火箭发射时的燃气射流噪声。从图中曲线也可以看出，加液体水罐后1#超压峰值的变化大于2#的位置，说明在发射筒尾部1#位置的噪声抑制程度比在发射筒侧面2#位置的高，主要是由于没加液体水罐时燃气射流噪声在传播过程中衰减速度比较快，加液体水罐平衡体后，大量形成的水雾抑制了噪声源的产生，燃气射流噪声在传播过程中衰减速度相对变慢，因而在发射筒尾部的降噪效果更明显。

在图3曲线中除了一个最大峰值外，后面还出现了几个较小的噪声峰值，可能是因为在气液相互作用过程中出现和液体水罐相关的新的寄生源项，比如燃气在水上的冲击噪声、向外喷射液体水的分裂、液滴的不稳定运动等。而在图5曲线中后面的几个较小峰值是由于燃烧室内的可燃物质没有到充分燃烧，在高温高压条件下，随燃气流动到燃烧室外，受到湍流、射流火焰等因素的影响，这些可燃的火药残渣在燃烧室外发生二次燃烧，释放大量的热量引起爆燃，从而在尾喷管外引起冲击波再次上升。

图2 加液体水罐后1#位置后的噪声声压信号

图3 加液体水罐后2#位置后的噪声声压信号

图4 没加液体水罐1#位置后的噪声声压信号

图5 没加液体水罐2#位置后的噪声声压信号

由上面的曲线图可以看出，加液体水罐后所测得的噪声声压信号曲线波动比较大，这是由于液体在强冲击波作用下气液两相流场更为复杂。火箭燃气射流气动噪声是由高速的燃气射流与周围的大气剧烈混合而产生的。高速的燃气射流与周围相对静止的大气急剧混合时，会使得燃气射流边界层中形成强烈的湍流脉动，而声源的位置和强度将由湍流的脉动强度和湍流所在的区域加以决定。当在火箭发动机后面加液体水罐后，高温高压高速的燃气就会驱动液体水向发射筒外喷射，在燃气与液体水的相互作用过程中液体水开始破碎、雾化，气液混合物的流型较为扩散，如图6所示。由于水雾的扩散快、体积大等特点，有效地抑制了燃气射流噪声的传播。

图6 燃气射流驱动液体水向外喷射的形状

雾化后的细小水滴与高温高压燃气的接触面积增加，使得水的汽化速率加快，又由于液体粘性、表面张力、空气阻力等因素的影响，液体水在喷射和雾化的同时，其运动动速度在逐渐减小，燃气的温度也逐渐降低，从而使燃气射流边界层中的湍流脉动变弱。细小的水滴也与激波相互作用，有效地阻碍了激波的传播。

由Ffowcs Williams方法，射流噪声的声功率W～ρV3L2M5,其中ρ是射流流体的密度，V是射流的有效速度，L是射流的有效长度，说明射流噪声功率与速度的三次方成正比。在发射器尾管放置液体水罐后，射流的环境和流场结构都将发生变化。采用有限体积法，利用连续方程、动量方程和能量方程可以得到以下关系式：

uj2、Tj2是分别是燃气与液体平衡体进行掺混后的等效射流速度和等效射流温度，η为液体水蒸发的质量分数，mw为液体水的质量，up为液滴的速度，Fd为液滴的阻力。

其中：

液滴汽化分数η的表达式为：

式中Np是控制体内单位体积混合物的液滴数，CD为阻力系数，Rej1是燃气射流的雷诺数，Rep是液滴的雷诺数，Pr是燃气的普朗特数，Nu为液滴的努塞尔数，hfg为液体蒸发的汽化潜热，Tje为等效传热气体温度，Tsat是液滴的饱和温度。

通过上面两个等式可以判断出影响液体平衡体降噪的主要因素有液体水与燃气的质量比、燃气温度、液体水的雾化程度、液体水温等，同时能得到燃气与液体水平衡体掺混后的射流等效参数，根据这些参数能比较准确地预估在发射筒尾管加液体平衡体的降噪效果。

3 结束语

通过本文的实验研究可以得到以下结论：

（1）火箭发动机的后喷燃气射流噪声是单兵火箭发射的主要噪声源。

（2）火箭发动机后面加入液体水罐后，气液混合射流噪声在传播过程中相对燃气射流噪声衰减速度相对较慢。

（3）火箭发动机后面加入液体水罐，在气液相互作用过程中，首先，高温高压燃气驱动液体水向外喷射，消耗了部分能量并转化为液体水的动能；其次，液体水汽化也消耗了燃气的部分热能，通过能量转换吸收了噪声，从而达到了降噪的目的。

［1］Gely D，Elias G，Bresson C.Reduction of Supersonic Jet Noise-Application to the Ariane 5 launch vehicle［R］. AIAA，2000：2026.

［2］Thomas D.Reductions in Multi-component Jet Noise by Water Injection［R］.AIAA，2004：2976.

［3］Kandula M,Michael J.Effective Jet Properties for the Estimation of Turbulent Mixing Noise Reduction by Water Injection［R］.AIAA，2007：3654.

［4］Kandula M.On the Scaling Laws for Jet Noise in Subsonic and Supersonic Flow［R］.AIAA，2003：3288.

［5］张彬乾，张正科.射流噪声场特性的试验研究［J］.西北工业大学学报，1993，11（4）：494-498.

［6］徐悦，周旭.火箭发动机燃气射流喷水降噪研究［J］.航空动力学报，2010，25（4）：816-820.

［7］刘礼军.火箭导弹发射噪声实验与抑制技术研究［D］.南京：南京理工大学，2004.

［8］王秉义.枪炮噪声与爆炸声的特性和防治［M］.北京：国防工业出版社，2001.

［9］董师颜，孙思诚，张兆良,等.固体火箭发动机原理［M］.北京：国防工业出版社，1982.

［10］张统.航天发射污染控制［M］.北京：国防工业出版社，2013.

Experimental Study on Restraint of Individual Rocket Jet Noise

ZHANG Lei，RUAN Wen-jun，WANG Hao
（Nanjing University of Science and Technology，Nanjing 210094，China）

In order to restrain individual rocket jet noise effectively，the liquid water cylindrical counter-mass behind rocket engine is designed in this paper，experimental study on noise reducing for liquid counter-mass.In the canister launcher around，blast wave overpressure is measured by piezoelectric sensor.The results show that，under the premise of motor performance improvement，sound pressure level of engine jet noise is reduced in the whole observation region especially in the upstream，comparing with the result of no cylindrical counter-mass.And the interaction mechanism between rocket gas jet with liquid medium is analyzed.The experimental data serves as important reference to acoustical protection of individual rocket.

jet noise，liquid counter-mass，overpressure，noise reducing

TJ711

A

1002-0640（2015）07-0174-03

2014-04-05

2014-06-07

张 磊（1987- ），男，湖北仙桃人，在读博士研究生。研究方向：火箭燃气射流噪声。