采用大涡模拟LES方法计算了火箭发动机超声速过膨胀射流形态及近场声压分布,研究了入口温度与环境温度的比值(温度比)对声场的影响;将声源分解,基于Ffowcs Williams-Hawkings (FW-H)方程获取了不同位置噪声源的远场噪声,并根据声压级频谱和湍流形态分析了超声速射流噪声的产生机理。研究表明,超声速过膨胀射流气动噪声由湍流混合噪声和宽频激波噪声组成,近场噪声源以马赫波形式向大方位角辐射中高频噪声,下游大尺度湍流向低方位角范围辐射低频噪声,声压级峰值频率随观测角度增大而升高;随温度比升高,马赫波辐射角度增大,噪声指向性发生改变。该研究可为运载火箭发动机地面试车或火箭发射段声学环境设计提供参考。

为了研究总压探针测量方法在欠膨胀超声速射流中的可行性,论文采用非结构网格有限体积法对含探针和不含探针的射流流场进行数值模拟,并通过对两个计算结果的比较,给出这种测量方法的参考性评价.为了证明数值方法及计算结果的可靠性,给出了口径6mm的喷嘴、粗1.3mm总压探针在压比4的流动条件下纹影流场显示和总压探针测量等实验结果.