阅读说明：本技术 一种火箭发动机地面试车尾焰降噪引射筒 (Rocket engine ground test tail flame noise reduction injection cylinder ) 是由 付光明 吴书越 冯大有 黄欣寅 王园丁 徐晶磊 于 2021-08-13 设计创作，主要内容包括：本发明属于航空航天技术领域,提供了一种火箭发动机地面试车尾焰降噪引射筒。该装置利用较长的引射筒隔离火箭发动机尾焰喷流和大气环境的直接相互作用。锥形舱段对火箭发动机尾焰有引射降压、降低能量的作用；同时在锥形舱段内设置环形喷水嘴对尾焰喷水,可以进一步降温尾焰的能量和噪声；下游的舱段壁板采用微穿孔板消声结构；引射筒最后段向下倾斜,使出口喷流向下偏转,也对噪声传播有抑制作用。本发明综合利用多种措施来降低火箭发动机尾焰喷流的气动噪声,具有技术方案简单,系统造价低、实施便捷的优点。(The invention belongs to the technical field of aerospace, and provides a noise reduction guiding and injecting cylinder for a ground test run tail flame of a rocket engine. The device utilizes the direct interaction of the long ejector sleeve to isolate the rocket engine tail flame jet flow and the atmospheric environment. The conical cabin section has the functions of injection pressure reduction and energy reduction on the tail flame of the rocket engine; meanwhile, an annular water spray nozzle is arranged in the conical cabin section to spray water to the tail flame, so that the energy and the noise of the tail flame can be further reduced; the downstream cabin wall plate adopts a micro-perforated plate noise elimination structure; the last section of the guiding barrel is inclined downwards, so that the jet flow at the outlet is deflected downwards, and the noise transmission is inhibited. The invention comprehensively utilizes various measures to reduce the aerodynamic noise of rocket engine tail flame jet flow, and has the advantages of simple technical scheme, low system cost and convenient implementation.)

一种火箭发动机地面试车尾焰降噪引射筒

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，涉及到火箭发动机地面试验环境的控制技术，特别涉及到一种降低火箭发动机尾焰能量和噪声的装置。

背景技术

在火箭发动机研制的过程中，在发动机试车台上进行地面试验是必不可少的环节。因为火箭发动机尾焰喷流产生的噪声很大，所以降低其噪声对于人员防护非常重要。

火箭发动机在地面试车时产生的巨大噪声主要是气动噪声，主要来源于发动机尾焰中超声速燃气流与周围大气的湍流混合噪声以及尾焰内部的激波噪声。针对发动机高速排气噪声的降噪技术，国内外都有研究。其中一类方法是在喷管结构上进行改进，如美国专利US5884472A、US5638675A等，将航空发动机喷管出口设计为锯齿形或波瓣形，主要是通过改变发动机喷口的结构形状来增加喷口剪切层的掺混，从而降低低频段噪声。但是这种技术需要在发动机结构上改动，并且只适用于亚声速排气，不适合用于火箭发动机试车。在不允许改变发动机结构和不影响发动机工作的前提下，另一类常用的降噪方法是喷水降噪。例如火箭发射时、或大型火箭发动机立式试车时，常常由设置于导流槽附近和发射架的喷水系统向火箭发动机尾焰大量喷水，以达到保护发射设施和抑制发射喷流强噪声的目的，这方面已有的专利如CN201811271755.X(申请号)。还有一种适用于卧式试车(发动机水平放置)的降噪方法，是在发动机喷管外增加直套筒，并在套筒内和套筒出口外缘喷水，形成水幕来隔离和降噪，如CN202010624707.5(申请号)。

但是上述降噪技术手段多为中大型试验场所使用、并且用水量巨大，相应成本投入多，使用不够便捷，不适用于已经在用的小推力发动机试车台。

发明内容

本发明提供了一种利用锥形引射筒及内部阵列式高压雾化喷水来降低尾焰能量，将声能量压制在一定空间内的降噪方法和装置，具有降噪效果好、用水量少的特点，解决了其他火箭发动机降噪技术手段用水量大、成本高、使用不够便捷的问题。

本发明的技术方案：

一种火箭发动机地面试车尾焰降噪引射筒，包括锥形引射筒舱段1、圆筒形引射筒舱段2、下斜引射筒舱段3、喷水系统和支架4，锥形引射筒舱段1、圆筒形引射筒舱段2和下斜引射筒舱段3之间通过法兰连接，并固定于支架4上；

所述锥形引射筒舱段1为锥形结构，主要由外层壁板11和内层壁板12焊接组合，二者间为中空、封闭结构；在锥形引射筒舱段1的两端分别设置进水口8和出水口9，用于工作时通水降温；

所述圆筒形引射筒舱段2为圆筒形结构，采用双层不锈钢板制作；其中内层不锈钢板为微穿孔吸声结构，即在内层不锈钢板上钻多个微孔，微孔的孔径为φ0.5～φ1mm，穿孔率在1％～3％之间；两层不锈钢板之间留有空腔，形成微穿孔板吸声结构；

所述下斜引射筒舱段3为向下倾斜的圆筒形结构，与水平方向的夹角为10°～15°，使排气方向倾斜向地面，减少出口噪声向上传播，加快噪声的传播衰减；下斜引射筒舱段3采用与圆筒形引射筒舱段2相同的双层微穿孔板吸声结构制作；

所述喷水系统安装在锥形引射筒舱段1上，在锥形引射筒舱段1外布置多圈圆管水路13，从中引出支管10穿过锥形引射筒舱段1的内层壁板12，引出支管10的端头安装可调节方向的雾化喷嘴14；

所述支架4用于固定引射筒的各舱段，其底部安装有连接支架6和移动轮7，通过膨胀螺栓与地面固定连接。

本发明的降噪原理是：(1)较长的引射筒隔离了火箭发动机尾焰喷流和大气环境的直接相互作用，起到了隔离噪声的作用；(2)锥形引射筒舱段1的形状对火箭发动机尾焰有引射降压、降低能量的作用，当发动机工作时，锥形引射筒舱段1的内壁会形成负压区，消耗尾焰的动能；(3)在锥形引射筒舱段1内对尾焰喷水，可以降温尾焰的能量，进而降低气动噪声；(4)圆筒形引射筒舱段2和下斜引射筒舱段3的壁板采用微穿孔板消声结构，对尾焰噪声有一定的隔离和吸收作用；(5)下斜引射筒舱段3向下倾斜，使尾焰喷流向下偏转，对噪声传播有抑制作用。

本发明的效果和益处是综合利用引射筒隔声、锥形筒降低尾焰喷流动能、喷水降低尾焰温度、引射筒壁吸收声能等多种措施来降低火箭发动机尾焰喷流的气动噪声，具有技术方案简单，系统造价低、实施便捷的优点。

附图说明

图1是火箭发动机尾焰喷流降噪装置方案图。

图2是锥形引射筒舱段的示意图，(a)正面剖视图，(b)A-A截面剖视图，(c)外部局部示意图。

图3是实施例1中引射筒垂直对称面上的声强分布，单位是dB，图中坐标为长度，单位是m。

图中：1锥形引射筒舱段；2圆筒形引射筒舱段；3下斜引射筒舱段；4支架；5火箭发动机尾焰喷射口；6连接支架；7移动轮；8进水口；9出水口；10引出支管；11外层壁板；12内层壁板；13圆管水路；14雾化喷嘴。

具体实施方式

以下结合技术方案和附图，详细叙述本发明的具体实施方式。

实施例1：

针对推力为3kN的液体火箭发动机地面试车台，设计降噪引射筒。

(1)锥形引射筒舱段1的结构尺寸为：锥形入口端直径为0.6m，出口端直径为1.2m，长度为1.5m。

(2)圆筒形引射筒舱段2的直径为1.2m，长度为1.0m，与锥形引射筒舱段1通过法兰连接。

(3)下斜引射筒舱段3的入口端直径为1.2m，长度为2.0m，向下倾斜12°，与圆筒形引射筒舱段2通过法兰连接。

(4)在锥形引射筒舱段1轴线方向均匀布置4圈引出支管10，轴向间距为0.5m。第一圈引出支管10在锥形引射筒舱段1入口内，在周向有9个，与水平方向的夹角为45°并向引射筒内喷水；第二圈引出支管距离入口0.5m，在周向均布12个；第三圈引出支管距离入口1.0m，在周向均布15个；第四圈引出支管在锥形引射筒舱段1出口，在周向均布18个。单喷嘴流量为250g/s，喷嘴共54个，总流量为13.5kg/s。除了第一圈引出支管外，后面三圈引出支管都垂直于引射筒轴线喷射。

(5)通过计算流体力学的方法对发动机和加装引射筒的流场进行数值仿真，水雾的平均粒径设置为0.5mm。仿真得到发动机尾焰的声能强度最大为230dB，经过引射筒后声能强度衰减，引射筒出口喷流的声能强度约为90dB。