Acoustic Prediction and Measurement on Unheated Supersonic Jet Flow

Abstract

During the launch phase of a high-speed vehicle, supersonic jet emitted from a rocket nozzle induces extreme acoustic loads. Since that excessive noise results in severe damage to launch vehicle and launch pad structures, aeroacoustic analysis and prediction have become important. Therefore, many studies have been conducted on aeroacoustic analysis and experiments on supersonic jet and its external/internal effects on systems. In this thesis, acoustic analysis on supersonic unheated jet plume and its validation by acoustic measurements are introduced. Then, the methodology is applied to acoustics of a small-scale launch system which consists of a supersonic jet and deflector. Acoustic prediction consists of computational fluid dynamics (CFD) and acoustic analysis of boundary element methods (BEM). Approximate understanding of the fluid phenomena is preceded by CFD based on unsteady Reynolds Navier-Stokes simulation (URANS). Then, one-way fluid-acoustic analysis is conducted. Delayed detached eddy simulation (DDES) and Helmholtz-Kirchhoff (H-K) integral methods are employed for CFD and acoustic BEM, respectively. Then, acoustic measurement conducted for validation of numerical analysis of acoustics. Near- and far-field noise are measured through each microphone array. Such acoustic prediction and measurements are conducted for unheated supersonics free jet of exit Mach number 1.8 for preliminary study. For ease of measurement, a small-scale rocket nozzle is employed, whose exit diameter is 20mm. Then, the same methodologies are applied for acoustics from a rocket nozzle and deflector. Results are proposed in terms of overall sound pressure level (OASPL). It is found that satisfactory precision is achieved for noise of high directivity from large turbulence structures. However, future improvement is required for the analysis on noise for omni-directivity from fine-scale turbulences.

고속 비행체 발사 시 발생하는 초음속 제트는 막대한 음향 하중을 방출한다. 이러한 소음은 발사체 및 발사대에 손상을 가할 수 있기 때문에, 공력음향학적 분석이 필수적이다. 이를 이유로, 초음속 제트의 공력음향학 및 시스템에 미치는 영향에 대해 많은 예측/실험 연구가 수행되었다. 본 학위 논문에선 비가열 초음속 제트 유동의 음향 해석을 수행하며, 측정 실험을 통해 이를 검증한다. 이후, 초음속 제트 및 디플렉터로 구성된 축소 스케일 발사 시스템에 대한 적용 예를 소개한다. 음향 예측은 전산유체해석과 경계요소기법 (BEM) 기반의 음향분석으로 이루어진다. 비정상 RANS 해석을 통해 제트 유동의 대략적인 현상을 파악한 후, DDES 및 H-K 적분 기법으로 이루어진 일 방향 해석을 수행하여 음향 해석을 수행한다. 이후, 근거리/원거리장 음향 측정 실험을 통해 수치 해석 결과를 검증한다. 출구 마하수 1.8의 비가열 초음속 자유 분사 제트에 대해 음향 해석/측정을 기초연구로 선행한다. 측정 실험의 용이함을 위해 출구 지름 20mm의 소형 노즐을 선정하였다. 이후, 소형 노즐 및 디플렉터로 이루어진 발사 시스템에 대해 동일 기법을 적용한다. 해석/측정 간의 비교는 OASPL 측면에서 이루어진다. 큰 난류 구조에 기인한 지향성의 소음의 경우 비교적 정확한 해석 결과를 보이며, 미세 크기의 난류에 기인한 무지향성 소음에 대해선 해석/측정 간에 비교적 차이를 보인다.