شبیه سازی آکوستیکی جت برخوردی از موتور موشک با سازه سکوی پرتاب

در این مقاله میدان جریان با حل دینامیک سیالاتی و آکوستیکی جت خروجی پرتابه برای یک مدل نمونه مشخص با نرم‌افزار فلوئنت بررسی شده است. مدل استفاده شده در این تحقیق، در یکی از مقالات قبلا به‌صورت تجربی در آزمایشگاه از نظر آکوستیکی بررسی گردیده است. سازه‌هایی که محیط پیرامون وسیله پرتابه را تشکیل می‌دهند، روی سطح نوفه اعمال شده بر پرتابه در هنگام بلند شدن آن تاثیر می‌گذارد. در مطالعه حاضر تلاش می‌شود تا با بررسی عددی سهم یک جزء ساختار پرتاب اصلی، یعنی سکوی پرتاب، نسبت به آکوستیک و میدان جریان در اطراف وسیله پرتابه معلوم که اطلاعات تجربی آن وجود دارد بر روی یک منحرف‌کننده جریان خروجی جت تعیین شود. بدین منظور ابتدا جهت اطمینان از حل عددی، میدان جریان سیال خروجی از جت پرتابه از نظر پارامترهای فشار و سرعت جریان و همچنین عدد ماخ بررسی گردید که با شرایط آزمایش ارائه شده در کار تجربی مطابقت داشت. سپس توسط نرم‌افزار مقادیر توان آکوستیکی به‌صورت کانتور در صفحه تقارن میدان جریان حاصل گردید. اندازه سطح فشار آکوستیکی در محل سنسورهای مشخص شده در کار تجربی، در تحقیق حاضر تعیین و با توجه به نتایج اطلاعات آکوستیکی، محاسبه گردید. مقایسه نتایج آکوستیکی از حل عددی در محل سنسورهای میدان نزدیک تطابق بسیار نزدیکی را در اندازه‌ای کمتر از 3.3 درصد نشان داد. همان‌طورکه قابل پیش‌بینی هم بود برای میدان دوردست این اختلاف نزدیک به 8.9 درصد است که این اختلاف مقدار بیشتری نسبت به نتایج میدان نزدیک است. 

acoustic simulation of the jet of the launch vehicle colliding with the launch pad structure

in this paper, the flow field is investigated by solving the fluid dynamics and acoustics of the launch vehicle for a specific sample model with fluent software. the model used in this research has been studied acoustically in one of the essays previously in the laboratory. the components that constitute the launch vehicle affect the level of noise exerted to the rocket as it rises. in the present study, an attempt is made to numerically examine the contribution of a component of the main launch structure, namely the launch pad, to the acoustics and the flow field around the known launch vehicle whose experimental information is available on a jet output current deflector. for this purpose, in order to ensure the numerical solution, the flow field of the fluid exiting the projectile jet was investigated in terms of pressure and flow velocity parameters as well as mach number, which was in accordance with the experimental conditions presented in the experimental work. then the acoustic power values were obtained as a contour on the current field symmetry plane by software. the size of the acoustic pressure level at the location of the sensors identified in the experimental work was determined in the present study and calculated according to the results of acoustic information. comparison of acoustic results from numerical solution at near field sensors showed very close agreement in less than 3.3%. the difference is close to 8.9%, which is more than the near field results.