喷管尺寸对超声速喷流噪声影响研究①

韩 磊，胡春波，李佳明，李 林，刘小勇

(1.西北工业大学，西安 710072;2.西安航天动力研究所，西安 710025)

喷管尺寸对超声速喷流噪声影响研究①

韩 磊1，胡春波1，李佳明1，李 林1，刘小勇2

(1.西北工业大学，西安 710072;2.西安航天动力研究所，西安 710025)

为研究喷管尺寸对超声速喷流噪声特性的影响及其声场分布规律而设计了冷流实验系统，选用3种不同尺寸的喷管，采用LMS数据采集系统及噪声处理软件，对不同喷管尺寸、不同来流压强下的喷流噪声进行了采集和处理。实验结果表明，超声速喷流噪声具有较强的指向性，随着测点偏离喷流中心轴线角度从30°增加到180°，其声压级峰值逐渐减小，峰值频率变化不大;随着喷管尺寸的增大，声压级逐渐增大，其峰值频率逐渐减小;在该实验工况下，声压级峰值分布在80～120 dB，随着喷管尺寸从喉径10 mm降低到5 mm，峰值频率从不到6 000 Hz提高到11 000 Hz以上。

超声速喷流噪声;噪声场;分布规律;冷流实验系统合

0 引言

高速喷流产生的噪声很早就引起了人们的注意，现代飞行器特别是高超声速飞行器工作时高速喷流产生的强烈喷流噪声，可能诱发其结构上发生疲劳破坏、操作仪器失灵等问题，严重影响到飞行器的安全性和可靠性。进行超声速喷流噪声测量实验，分析其声场分布规律及影响因素，具有十分重要的意义。

国内外对喷流噪声的研究，从20世纪60年代到现在不断深入。Mcinerny［1］对固体推进剂火箭系统所产生的喷流噪声进行了初步研究。但由于缺乏对喷流噪声特性参数的明确定义，所形成的噪声预测方法是基于受控实验得到数据的经验方法;Viswanathan［2-3］研究了亚音速下喷管尺寸及喷流温度对喷流噪声特性及其声场分布规律的影响。实验结果表明，随着喷流燃气温度及喷管出口喷流速度的升高，噪声声压级逐渐增大;Tam［4］对超声速喷流噪声进行了研究，把湍流混合噪声分为2个独立部分:一个是由马赫波引起的大尺度湍流结构产生，主要向下游传播;另一个产生自小尺度湍流结构，主要向两侧及上游传播。李峰等［5］对喷管出口附近的声场进行仿真计算，获得了固体火箭发动机喷流噪声场的声强及频率分布;汪洋海等［6］针对超声速喷流啸声的控制方法进行了实验研究，并初步探讨了噪声抑制等问题。在国内外开展的喷流噪声实验研究及理论计算中，主要是针对亚音速和Ma＜2的低速喷流。针对高超声速喷流噪声的研究，尤其是喷管尺寸对喷流噪声的影响规律研究尚未见公开报道。

为了消除发动机实验中由于压强、温度、环境等不稳定因素引起的实验误差，本文设计了一套冷流喷流噪声实验系统。在半自由场环境下，针对喉径为5、8、10 mm、出口Ma=2.0的3组喷管，对不同来流压强条件下喷流噪声特性及其声场分布规律进行了实验研究。

1 实验系统及噪声测量方法

1.1 实验系统设计

本文设计了一套冷流喷射系统，实现稳定压强下超声速喷流。为了保证来流压强稳定，设计了一套整流装置，整流装置之前的管路设计内径为12 mm，在管路上安装了压强控制器，通过压强传感器，采集整流装置内的压强，并根据观测到的压强值，通过操作压强控制器进行调节，保证喷管前的工作压强平稳。此外，为保证实验安全，采用气动球阀进行开关控制。非工作状态时，气动球阀保持关闭;工作前，开启气动球阀。当噪声数据成功采集、实验装置停止工作时，关闭气动球阀。由于最高设计喷流速度Ma≪5.0，因此不用考虑由于气流加速膨胀引起的气流速度下降到空气液化点以下而出现凝结的情况，不需预先加热空气。实验系统结构原理图及实物如图1所示。

图1 实验系统结构示意图及实物Fig.1 Schematic diagram and real photo of the experimental bench of the supersonic jet

设计了出口Ma=2.0、喉部直径分别为 5、8、10 mm的3组喷管，用于研究分析喷管尺寸对固定来流压强下喷流噪声特性的影响，喷管构型示意图如图2所示，设计喷管参数见表1。图2中，除角度外，其他尺寸单位为mm。

图2 喷管构型示意图Fig.2 Structural schematic of the nozzle

表1 喷管尺寸Table 1 Parameters of the nozzle structure

1.2 噪声测量方法

1.2.1 测量仪器介绍

由于超声速喷流噪声具有频率范围宽、峰值频率高等特点，为了能准确获得喷流噪声信号数据，要求噪声测试系统应具有较宽的通频带和较大的动态范围。本噪声测试系统采用5个24位ADC和204.8 kHz采样频率、输入范围为62.5 mV～25 V的传声器构成测点数组，采用LMS SCADAS 316数据采集系统记录数据，通过LMS Test Lab噪声实验处理软件进行数据处理，获得整个噪声场的频域信息及声压级等。

1.2.2 测点布置

本文噪声测试系统采用金属膜后驻极体电容式声传感器，该传感器具有体积小、精度高、结构牢固、电容量大和输出阻抗较低等特点。为了提高实验精度和增强系统抗干扰能力，根据实验实际环境，布置声传感器时，选取在半自由场内的测点布置方法，采用国标GB/T3767—1996《声学-声压法测定噪声源声功率级-发射面上方近似自由场的工程法》中推荐的半球形布置方案，按一定角度和高度进行排列，并使声传感器数组的指向性对准被测试的喷管，以发动机出口为原点，变换距离和角度，以获取喷流噪声声场分布规律。

测点布置位置如图3所示。图3中，以喷管出口作为坐标原点，“·”为第一组半径为1 mm分别在5个偏离角度(30°、45°、60°、75°、90°)的测点，标记为 1～5;“△”为第二组半径为2 mm分别在5个偏离角度(30°、45°、60°、75°、90°)的测点，标记为 6 ～ 10;“★”为第3组在30°方向上距离分别为4 m和0.6 m的测点以及距离为 2 m、偏离角度为 120°、150°、180°的测点，标记为11～15。

图3 测点位置示意图Fig.3 Schematic diagram of the measuring points of the acoustic sensors layout

2 喷流噪声特性分析

2.1 声场分布规律

实验一的喷管喉径为8 mm，喷管出口Ma=2.0。图4为实验一的压强-时间曲线图。如图4所示，实验中来流压强升至1.1 MPa后较平缓，为实验研究提供稳定压强下的喷流。

图4 实验一压强-时间曲线Fig.4 Pressure-time curve in the experiment No.1

图5为该实验工况下，测点距离喷管出口2 m时，噪声声压级峰值随测点偏离喷流中心轴线角度的变化趋势。如图5所示，测点的噪声声压级峰值随着测点偏离喷流中心轴线角度的增大呈衰减趋势。偏离角度为30°时，测点的噪声声压级峰值为115.3 dB;偏离角度增大到45°时，声压级下降到105.8 dB。喷流噪声声压级峰值随偏离角度的变化程度在角度较小时较明显，随着偏离角度的逐渐增大，其变化程度逐渐减弱。当偏离角度在180°时，喷流噪声声压级峰值最小，仅为87.8 dB。

由于流动的诱导和激发，在喷管唇部会产生锁相不稳定波，超声速喷流出现啸声，频率会有一个很明显的峰值，在没有壁面干扰的自由喷流中，宽带激波噪声是一种可能的激发源，而在喷管相对测点位置不变时，无论哪个方向，啸声的频率峰值在各个辐射角度上是定值［7］。如图6所示，在实验一中，不同偏离角度下测点声压级变化较大，但峰值频率没有明显变化，约为7 400 Hz。

图7为实验一在偏离中心轴线30°方向上，到喷管出口不同距离的测点采集到的声压级频谱图。由图7可见，随着测点距离逐渐变远，声压级逐渐减小，但测点到喷口距离对峰值频率基本没有影响。测点距离到4 m时，由于受衰减影响，波动较大。随着到喷管出口距离从0.6 m延长至4 m，该偏离角度下，声压级峰值从110.1 dB 衰减到99.5 dB。

图5 不同角度对峰值声压级影响Fig.5 Peak value of the sound pressure level under the different angles

图6 峰值频率随不同角度变化规律Fig.6 Frequency of the occurrence of the whistler type noise under the different angles

图7 不同距离对声压级影响Fig.7 Peak value of the sound pressure level under the different distances

2.2 压强对噪声影响分析

实验二、实验三选用与实验一相同的喷管，来流工作压强分别为2 MPa和3 MPa，用于与实验一对比分析来流压强对喷流噪声特性的影响。图8为3次实验在距离喷管出口2 m、偏离中心轴线30°方向上的测点声压级频谱图。由图8可得，随着来流压强的增大，不同频率下的声压级均有所增加。

2.3 喷管尺寸影响分析

实验四和实验五的工作压强与实验一相同，分别选择喉径为5 mm和10 mm、出口Ma=2.0的喷管，对比分析不同喷管尺寸对噪声声压级和频率的影响，结果如图9所示。

图8 不同压强对声压级影响Fig.8 Effect of the inflow pressure intensities on the jet noises

图9 喷管尺寸对测点6和2的频谱影响Fig.9 Effect of the nozzle size on the jet noise with point 6 and 2

3次实验在测点6的声压级频谱图见图9(a)。随着喷管尺寸的增加，不同频率下的声压级增大，但声压级峰值频率变化不大。不同喷管尺寸对声压级峰值频率影响较大，喷管喉径由5 mm增加到10 mm时，峰值频率从11 000 Hz减小到5 500 Hz，8 mm喷管的峰值频率介于两者之间，约为7 400 Hz。图9(b)为不同喷管尺寸下测点2采集分析的频谱图，其变化规律与测点6的变化规律相同。

3 结论

(1)高超声速喷流噪声具有较强的指向性，在实验一工况下，距离喷管出口2 m处，随着测点偏离中心轴线角度从30°增加到180°，其声压级峰值从115.3 dB降低到87.8 dB，峰值频率不变。声压级随着到喷管出口距离的增加逐渐减小，其峰值频率基本不变;在距离喷管出口较远处，声压级随频谱变化波动加剧。

(2)随着来流压强的逐渐增大，在各个频率下的声压级均逐渐增大。

(3)随着喷管尺寸的增大，不同位置的测点其声压级峰值频率逐渐降低，各个频率下的声压级逐渐增大，其声压级峰值相对变化较小。

［1］Mcinerny S A.Characteristics and prediction of far-field rocket noise［J］.Journal of Noise Control Enginering，1992，38:17-25.

［2］Viswanathan K，Czech M J.Role of jet temperature in correlation jet noise［J］.AIAA Journal，2009，47(5):1090-1106.

［3］Viswanathan K.Aeroacoustics of hot jets［J］.J.Fluid Mech.，2004:516.

［4］Tam C K，Viswanathan K，Ahuja K K，et al.The sources of jet noise:experimental evidence［J］.Journal of Fluid Mechanics，2008，615:253-292.

［5］李锋，刘小勇，鲍福廷.火箭发动机噪声测试及预估研究［J］.声电基础，2009，33(9):53-60.

［6］汪海洋，李晓东.超音喷流啸音发声机理的实验研究［J］.工程热物理学报2006，27(2):232-234.

［7］乔渭阳.航空发动机气动声学［M］.北京:北京航空航天大学出版社，2010.

Impact study of nozzle size on the supersonic jet noise

HAN Lei1，HU Chun-bo1，LI Jia-ming1，LI lin1，LIU Xiao-yong2
(1.Northwestern Polytechnical Univ.，Xi＇an 710072，China;2.Xi＇an Aerospace Propulsion Institute，Xi＇an 710025，China)

To investigate the characteristics of supersonic jet noise and the impact of nozzle size on the acoustic distribution，a cold jet experimental system was designed in this paper.The jet noise from different size of nozzle and in different flow pressure was measured by the LMS data acquisition system and analyzed by the noise processing software.Experiment results show that the supersonic jet noise has a strong directionality，with the measuring point deviating from the central axis of the jet from 30°to 180°，the peak of the sound pressure level decreases，and the peak frequency changes little.With the increase of nozzle size，the sound pressure level increases，and the peak frequency decreases.Under this experiment conditions，the sound pressure level distributes at the bounds of 80 ～120 dB，and the peak frequency increases from less than 6 000 Hz to more than 11 000 Hz when the throat diameter of the nozzle decreases from 10 mm to 5 mm.

supersonic jet noise;noise field;distribution laws;cold jet experimental system

V448.15

A

1006-2793(2012)03-0352-04

2011-11-14;

2012-01-05。

韩磊(1982—)，男，硕士生，研究方向为宇航推进理论与工程。E-mail:honeyhan0926@sohu.com

(编辑:吕耀辉)