发动机地面试验喷水降噪技术研究

发动机地面 试验喷水降噪 技术研究

周游 1 戴芳立 2

北京航天试验技术研究所 北京 100074

摘 要

本文概述了大推力火箭发动机试验噪声治理的现状和火箭发动机噪声的产生机理、预测方法等。通过文献资料查阅和实地调研了解国内外火箭发动机噪声治理的最新研究成果和应用效果，确定某试验台喷水降噪系统总体方案，并测量降噪效果。

1国外研究现状

火箭发动机的噪声治理是一件非常复杂的工作，通过查阅大量的文献资料发现国内外多采用喷水降温的方式。国外率先在各类大型试验台和航天发射中心开展了大量工作，建立了各种降噪系统，获取了大量研究成果，比较有代表性的有NASA航天飞机发射台上的关键地面结构“水鸟”喷嘴系统、美国斯坦尼斯A3缩比试验台扩压器喷水降噪系统和德国宇航中心的P8试验台的喷水导流筒等。

肯尼迪宇航中心的发射平台39A在试验过程中喷入大量的水来抑制噪声，设计了喷水系统（“水鸟系统”）来保护航天飞机和它的发射台，避免其受到火箭发射噪声声能量的损坏，喷水管的直径为213cm，阀门口径为122cm并配备8.84m高的水箱，水从16个喷嘴以及航天飞机主发动机出口的MLP的洞喷出，喷到火箭导流器的顶部。

2发动机排气噪声产生的机理

发动机试验过程中的主要噪声源是火箭羽流产生的喷流噪声。羽流边界层中的涡的形成、传播、耗散直接形成了喷流噪声。当这些涡在喷管附近形成时非常小，顺着羽流传播，它们变得更大直到最终消失。一旦涡创造了声波，声波会在空气传播，并引起一定区域的压力变化并能够被传感器所采集。因为声波的频率不同，顺着羽流方向频谱将发生变化。Error: Reference source not found描绘了观察者顺着羽流方向移动，声波频谱变化的情况，即声波的峰值频率向低频移动。

从喷管流出的高速气流与周围空气迅速混合将使当地流体产生强烈的脉动湍流，并产生喷流噪声。决定喷流噪声功率的是不同速度的流动掺混，将在掺混区产生湍流脉动。这一过程将伴随着膨胀波、激波、湍流脉动。给出了喷管出口流动中噪声结构，可以看出喷流与周围空气的掺混。这种噪声源的特点在射流核心区域产生高声强，且具有很强的指向性，约10～15dB。大推力火箭发动机往往采用拉瓦喷管，在同样的压比下，拉瓦喷管比收缩喷管的噪声要大10dB。

在无固体边界的气体中，脉动湍流动量的变化是由气体湍流涡间相互作用的内应力作用的结果。根据作用力与反作用力原理，气体湍流涡旋间的相互作用使得它们各自体积元上受到了互为大小相等、方向相反的起伏力的作用，从而导致气体中性质属于四极子声源性质的噪声源的产生。

还有一种噪声机理，被称为过量宽频噪声，它常发生在发动机地面试验和火箭地面起动时，拉瓦喷管出口静压小于大气压力，产生斜激波。不同于宽频激波噪声的峰值频率和观察角相关，过量宽频噪声没有该现象。它的成因是激波在喷管内的不稳定移动，并和边界层相互作用的结果。

3喷水降噪的四种方式

喷水是火箭发动机喷流噪声抑制最常用的方式，因为喷水直接“破坏”声源，是从源头抑制噪声，而且火箭发动机喷流往往温度较高，喷水能够降低燃气温度，保护下游设备。喷水分为四种情况：

第一种，在敞开的环境下对燃气喷水，不采取其它降噪措施，特点是结构简单、有利于观察，但降噪量比较小，一般在10dB以内，同时须注意喷水位置、喷水量和喷水方向以防对背压产生较大的影响。喷水的降噪量和喷水流量有关，喷水流量越大，降噪量越大。有试验表明，顺着燃气方向喷水比逆着燃气方向喷水效果更明显。比如，要降低噪声能量10dB，需要喷燃气流量2倍的水，文献12中单发动机的全尺寸火箭喷了2-3.5倍的水；但是其他装置的参数也是有关系的，对于8台发动机并联结构喷1倍的水几乎没有效果。

第二种，是完全冷凝式的喷水，采用一个导流筒，导流筒中喷大量的水对燃气进行冷凝，燃气温度降到常温，体积大幅减小，最终以极小的流速从导流筒出口排放出来，出口可以安装一个小型的消声器。这种方式降噪量在60dB以上。缺点是所需要的水量巨大，不利于观察尾焰，流阻相对于1更大，不过可以在容器的排气口安装一个引射装置，以降低容器内的压力。

第三种，是喷水以降低燃气温度为主要目的，当燃气温度降低到下游设备能够承受的温度后，再通入消声器、消声通道或消声塔等设施。特点是相对于方式2，所需要的水相对较少，流阻较小。降噪效果和方式2差不多。该方式需要通过合理选择喷水冷却器和消声设施规模以降低流阻及达到合理的降噪量。

第四种，直接将燃气喷入水中也能够降低噪声。发动机燃气喷流迅速的将水罐里的水清空，但是数据表明该方案初始的降噪量为10dB。如果将试验台的燃气导入湖泊，将产生持续的降噪效果：但是，工程相关的问题使得建造这样一个试验台难以实现。

4某试验台降噪方案

4.1系统方案

根据调研情况和降噪系统总体技术要求，本项目制定了相关方案，即燃气从扩压器排出后首先通过扩张段进一步扩压减速，然后进入喷水冷却器降温减速，再排向大气。

冷却系统是消声设备主体，主要包括燃气扩张段、燃气喷水冷却器等。

（1）采取掺混消声、隔声、吸声、扩张管消声、改变气流流向、不同规格消音元件消减不同频率噪声，保证降噪系统具有足够大的规模等措施降低大流量燃气排放产生的高声压级、宽频带噪声。

（2）采取喷水降温减速措施，将燃气温度降至200℃以下，在保护下游设备的同时具有降噪效果。

（3）为避免降噪系统造成扩压器因出口压力太高而无法启动，采取在扩压器出口首先设置燃气扩张段使燃气进一步减速增压，设计中保证燃气冷却器和消音塔具有足够大的流通面积，燃气冷却器中一定比例的冷却水以顺燃气流方向喷射以降低降噪系统总体阻力。

4.2噪声测量情况

测量结果总体情况如表 1所示，表中列出了各个阶段的噪声以及全过程的平均值。其中C点在发动机工作段的噪声为97.8dBA，相对治理前138.68dBA降低了40.88dBA；D点在发动机工作段的噪声为96.86dBA相对治理前130.02dBA降低了33.16dBA。

表 1 现场噪声测量结果 (单位：dBA)

测点	A点	B点	C点	D点
位置	塔后	塔前	远处	塔左侧
发动机工作段：3s～120s	89.59	106.1	97.8	96.86
全程平均值：(-8)s ~124s	90.4	107.41	99.65	101.4
发动机起动前：(-8)s～0s	95.53	112.9	106	110.2
发动机起动段：0s～3s	90.77	109.56	103.83	105.35
发动机关机后：120s～124s	94.6	112.67	104.49	109.51

4.3噪声测量结果分析

从数据可以看出，试验现场及厂界处噪声均大幅度降低，发动机稳定工作段厂界处噪声降至60 dBA，与治理前相比大大降低，对于附近居民日常生活已基本不会造成影响。

5结论

本文对火箭发动机降噪做了大量的参观调研工作，最终制定了扩张段+喷水冷却器这样的方案。最后按照本文设计参数加工制造的喷水冷却器通过了考台试验，性能优越。从数据可以看出，试验现场及厂界处噪声均大幅度降低，发动机稳定工作段厂界处噪声降至60 dBA，与治理前相比大大降低，说明该降噪系统的性能良好，满足发动机试验降噪的要求。

参考文献

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