شبیه‌سازی عددی نویز آیروآکوستیکی حاصل از بازتاب جت مافوق صوت به روش ترکیبی المان مرزی و دینامیک سیالات محاسباتی

محاسبه بارهای صوتی ناشی از برخورد جریان خروجی موتور حامل‌های فضایی به سکوی پرتاب، یکی از چالش‌های اساسی در صنعت فضایی است. میزان صدای جریان موتور و بازتاب صدا از روی سکو و تاثیر آن بر روی محموله، به پارامترهای آشفتگی جریان، گردابه‌های ایجاد شده، هندسه نازل و هندسه سکوی پرتاب وابسته است. هدف از پژوهش حاضر، محاسبه صدای جریان مافوق صوت موتور به همراه بازتاب صدا از روی سطح منحرف کننده جریان در زیر موتور با روش ترکیبی المان مرزی و دینامیک سیالات محاسباتی است. برای این کار، صدای حاصل از جت مافوق صوت خروجی از نازل موتور یک حامل فضایی مورد مطالعه گرفته است. برای مشاهده تاثیر بازتاب امواج صوت از سکوی پرتاب، نتایج در دو حالت (با در نظر گرفتن منحرف‌کننده جت و بدون درنظر گرفتن آن) مقایسه شده است. شبیه‌سازی عددی بصورت سه بعدی، ناپایا، تراکم‌پذیر و آشفته انجام شده است و از روش المان مرزی به عنوان یک روش کارآمد برای محاسبه انتشار و بازتاب امواج صوتی استفاده شد. نتایج بدست آمده نشان می‌دهند که میزان نویز تولید شده با در نظر گرفتن بازتاب صوت از روی منحرف کننده، به طور قابل توجهی افزایش می‌یابد. مقدار نویز تولید شده پرتابه با در نظر گرفتن منحرف‌کننده جت، 8 تا 10 دسی‌بل بیشتر از نویز تولید شده پرتابه بدون درنظر گرفتن منحرف‌کننده است. همچنین نتایج نشان می‌دهند که حضور منحرف‌کننده جت سبب یکنواختی بیشتر امواج صوتی بر روی پرتابه می‌شود.

numerical simulation of aero-acoustic noise from supersonic jet reflection using computational fluid dynamics/boundary element method

calculating acoustic loads due to the flow field produced by the outlet flow of launch vehicles impinging on the launch pad is one of the main challenges in the space industry. the sound level of outlet flow from the engine and reflection of produced acoustic waves from the launch pad and their effect on payloads depends on the turbulence parameters, created vortices, nozzle geometry, and launch pad geometry. the present paper aims to calculate the sound level generated by supersonic flow at the outlet of the launch vehicle engine besides the sound reflection from the flow deflector below the engine using a hybrid computational fluid dynamics/ boundary element method. for this purpose, the sound produced by the nozzle outlet flow in the supersonic engine of a launch vehicle is studied. in order to observe the effect of the reflection of acoustic waves from the launch pad, results are compared between two cases (with a flow deflector and without it). numerical simulation is performed for the three-dimensional viscous compressible turbulent flow, and the boundary element method is used to compute the propagation and reflection of acoustic waves. obtained results indicate that the generated noise level impressively increases when considering acoustic wave reflection from the deflector. the noise level generated by the projectile engine in the presence of a jet flow deflector is higher by about 8-10 db than in the absence of a deflector. also, results show that the acoustic waves over the projectile become more uniform by using a deflector.