摘要：采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场与非线性噪声方程(NLAS)求解声场相结合的方法(RANS/NLAS),对跨声速条件下火箭整流罩外部的脉动压力环境进行数值模拟与气动外形优化设计研究。通过与国内外文献及风洞试验结果对比发现,使用NLAS方法能够利用较少的网格量准确模拟脉动压力的传播历程。同时,结果表明:跨声速流动中,在火箭整流罩的头锥肩部会出现激波/边界层干扰,而在后部倒锥部位会产生大分离区,因此在肩部和倒锥区域脉动压力环境最为恶劣;随着迎角的增加,背风面头锥肩部的脉动压力环境更加恶劣,倒锥区域减缓。为抑制倒锥区域的脉动压力,新设计了直线外形、正弦曲线外形、“切线弧+圆弧”外形三种倒锥轮廓线方案,对比分析了不同方案的倒锥区域时均摩擦力系数、分离区、均方根脉动压力系数,得出了“切线弧+圆弧”外形最有利于优化其脉动压力环境的结论。

摘要：吸声材料是火箭常用的降噪方法之一。针对高速火箭整流罩,采用三聚氰胺泡沫塑料吸声材料开展了被动控制内声场降噪方法的实验和数值研究。首先,建立了阻抗管的实验平台,实验测量了吸声材料在不同厚度和表面处理下的吸声系数。然后,基于该材料设计了多种火箭整流罩的内声场降噪的方案,采用统计能量数值仿真方法及混响室噪声环境实验,研究了吸声材料厚度、表面处理及布局方式对整流罩降噪性能影响规律。结果表明,采用吸声材料能够有效降低整流罩内声场噪声,总声压级隔声量最大达5.5 d B,厚度增加和表面处理在一定程度上能够增加隔声量。

摘要：为了分析箭体表面脉动压力大小,为载荷设计提供参考,基于雷诺平均法/大涡模拟法(Reynolds Average Navier-Stokes/Large Eddy Simulation,RANS/LES)的数值方法,模拟了火箭在跨声速飞行时整流罩头部的脉动压力环境;同时对缩比模型的风洞试验结果进行验证,提出了在箭体背风面分离区的改进计算措施,对后续精细化脉动压力数值预示具有指导意义,同时也具有较强的工程应用价值。

摘要：基于统计能量分析(SEA)方法分析了重型火箭超大尺寸整流罩内的中高频噪声响应,为整流罩的降噪设计提供依据。在分析过程中考虑了整流罩内卫星包络结构几何参数和降噪材料参数对噪声响应的影响。首先建立考虑卫星结构的火箭整流罩SEA模型。然后针对卫星复杂的结构形式,提出不同的卫星包络模型,开展了包络模型参数对整流罩内噪声响应的灵敏度分析。结果表明卫星包络结构形式和几何参数对整流罩内噪声响应具有明显的影响,是不可忽视的影响因素。最后通过在整流罩内壁铺设降噪材料,分析各种降噪材料在不同参数下的降噪效果,并给出铺设降噪材料的优化方案。提出的设计方法可以为重型火箭整流罩的降噪设计提供一定理论支持。

摘要：运载火箭整流罩的隔声性能设计对内部设备的选型、试验和安全运行至关重要。为改善整流罩内低频声振环境,提高整流罩低频段隔声性能,首先,针对复合材料整流罩结构开展力学等效建模;其次,提出一种基于基变换模态空间内降维理论,解决了考虑多模态耦合的动力吸振器(DVA)设计问题;最后,基于整流罩等效力学模型开展了动力吸振器位置及材料参数的优化设计。针对某型复合材料整流罩开展仿真研究,验证新方法的有效性。结果表明:针对某型质量为1 177.3 kg的整流罩模型,添加总质量为14.6 kg的动力吸振器之后,0~100 Hz频段内声功率级均方根(RMS)值从254.8 dB降至238.8 dB,设计频段内声振响应被有效控制,声振环境得到改善。