[发明专利]一种捆绑火箭发动机射流流场及噪声的预估方法

权利要求书

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：

其中，m为燃气质量，v为燃气速度，P_e为出口压强，P_a为环境压强，S_e为出口截面,S为面积；当n个发动机捆绑后，其总推力为：

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：

则在喷管构型相似的条件下，等效单发动机喷管出口直径D_equiv估算为：

D_ei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D_e，根据经验公式：

L_c＝D_e(5.22M_e^0.9+0.22) (5)

L_S＝D_e(5M_e^1.8+0.8) (6)

预测出火箭发动机超声速射流核心长度L_c、超声速长度L_s、射流有效长度L_A≈5L_c，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2L_A，径向直径为L_A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L_pi(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：

则总辐射声功率级为：

L_W＝L_p-avr+20lgR+K (8)

其中，

声压级分布的预估：

使用斯特劳哈尔数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，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，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：

L_W-strap-on＝L_W-2dB (9)

将步骤6.2中得到的每个观测点的总声压级L_pi(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：

P_strap-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(P_strap-on(θ)/p_ref) (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。