1971年，美国国家航空航天局（NASA）发表了一份开创性报告 — — NASA SP-8072（推进系统产生的声载荷） — —该报告汇编了早期超音速喷流噪声研究的结果，并提供了计算运载火箭产生的噪声的方法。五十年后，尽管存在已知的局限性，SP-8072仍然是当今大部分运载火箭噪声建模的基础。本文回顾了自SP-8072完成以来，关于火箭的自由羽流场和冲击羽流场的噪声产生和辐射的物理学研究。还回顾了缓解运载火箭噪声的最新方法。对运载火箭噪声建模的讨论，从经验到数值，包括超音速喷流的降阶模型，指出了可以描述SP-8072未捕捉到的火箭噪声特性的有前途的方法。
在太空飞行中，通常被定义为跨越卡曼线（Kármán line）的任何飞行（平均海平面以上100 km）运载火箭的定义是一枚火箭或一组火箭，用于将有效载荷从地球表面运送到太空。“火箭”是一个通用术语，广泛用于描述任何向前运动的物体，其向前运动是其对物质向后喷射的反应的结果，通常是热气体的喷射。热气体是固体或液体燃料在高速下的燃烧产物。在本文中，我们主要关注单个火箭产生的声学环境，这些火箭通常与其他火箭一起构成运载火箭。
虽然运载火箭的有效载荷通常是要送入轨道的人造卫星，但一些太空飞行，如探空火箭，是亚轨道的，而另一些则使航天器能够完全脱离地球轨道。大多数地球轨道运载火箭是多级的。最近退役的美国轨道运载火箭Delta IV中型和火箭的解剖结构如下图所示。该飞行器的第一级液体发动机、捆绑式固体火箭助推器（SRB：Solid Rocket Boosters），提供额外的升空推力，随后在飞行中被丢弃，第二级发动机的设计目的是将有效载荷送入轨道。
图：Delta IV M + 运载火箭组件示意图。图片由美国发射联盟公司（ULA）提供。
火箭发射产生巨大的声能。例如，在3700 kN推力的日本M-V固体发射器的有效载荷整流罩内外测得的总声压级（OASPL：Overall Sound Pressure Level）分别达到144和158分贝（dB）（Onoda和Minesugi，1997年）。由于升空通常是航天器在正常寿命期间将承受的最恶劣的动态环境，因此准确预测此时火箭产生的噪声至关重要。下图显示了航天飞机的均方根（rms：root mean square）振动与火箭助推器点火时间的函数关系。初始振动峰值是由主发动机点火引起的，之后，当航天飞机在发射台上方约90米处升空时，最大振动发生在∼5 s。请注意，当空气动力学抖振最大时，与跨音速和Max-Q阶段相比，飞行器上的升空声振载荷（VAL：VibroAcoustic Loading）会引起更大的振动。虽然这些阶段也会导致飞行过程中的结构振动，但火箭发射的发射阶段会产生潜在的破坏性VAL。
图：航天飞机振动数据，与固体火箭助推器（SRB）点火有关。
运载火箭、其有效载荷和支撑结构的声振载荷不确定性很大，使设计优化变得困难。在卫星的组件可以被强宽带波激发的情况下，有效载荷舱内的过高的噪音水平将导致高达60%的首日故障（Griffin等人，2000年）和高达40%的卫星质量— — 仅仅是为了使其能够在VAL环境中生存（Henderson等人，2003年）。在发射过程中，几个参数会影响VAL，包括喷嘴出口流量参数、发射台和发射结构几何结构、噪音缓解措施、近发射台火箭漂移和火箭设计。自20世纪初现代火箭技术诞生以来，人们对每一种技术及其在噪声产生和传播中所起的作用都有了进一步的了解。
Lubert（2018年）对火箭发展的回顾始于Goddard（1920年）对到达高空的系统的描述，在第二次世界大战期间取得进展，并在推动阿波罗计划的美苏太空竞赛中达到高潮。该项目从1961年到1972年，在人类太空探索中取得了许多里程碑式的成就，包括1969年的第一次登月（阿波罗11号），以及随后的美国的五次登月活动。它还为火箭相关科学和技术的进步做出了巨大贡献。对土星系列（Saturn family）火箭（为阿波罗计划开发）将产生的声学环境的担忧导致了旨在了解运载火箭发射噪声的研究，而土星系列火箭时代的测量仍然是发射噪声数据的重要来源。土星五号火箭— — 其第一级火箭发动机在静态点火测试期间产生的总声功率级为204 dB，这是有史以来最响亮的声音之一。为了从发射产生的噪声中确定阿波罗任务对建筑物、人员等的影响，Guest和Jones（1967年）的工作应用了早期模型（Wilhold等人，1963年）来预测土星五号的远场噪声。阿波罗和相关研究项目的发现被汇编到NASA SP-8072：推进系统产生的声载荷中，这是Eldred（1971年）的一份报告，该报告收集了现有数据和20世纪60年代对喷流和火箭噪声的理解，并描述了预测运载火箭周围噪声的经验方法。它的两种分布源方法（DSM-1和DSM-2）采用声功率级分布曲线和方向性指数来预测火箭羽流辐射的声级，作为距离和角度的函数，同时根据经验考虑羽流偏转和冲击。
该报告通俗地称为SP-8072的前言，称“NASA计划在需要时更新这本专著”。尽管自出版以来，对加热的超音速喷流的了解急剧增加，并且研究人员试图改进特定情况下的模型限制，但SP-8072仍然是过去50年全球运载火箭噪声研究的基础和基石。缺乏协调一致的研究进展的一个原因就是它的缺乏。在阿波罗时代的研究结束后，从1970年到1990年代发表的新的关于运载火箭噪声研究相对较少，这实际上迫使研究人员和工程师返回太空竞赛的最终文件并重新开始。在阿波罗之后的美国宇航局航天飞机计划采用了SP-8072噪声生成框架（Himelblau等人，2001年），从而限制了进一步研究噪音产生和辐射物理学的感知需要和机会。SP-8072预测的声功率谱与前三次航天飞机发射的测量得出的声功率谱之间存在相当大的分歧，这表明应该重新审视这一假设。
McInerny（1990，1992b）看到的关于源功率水平特性的分歧通常在获得不同位置的声压级（SPL）谱时被放大。例如，Fukuda等人（2009）描述了在进行模型参数调整以改善其他模型匹配后，SP-8072衍生的总声压级误差在固体火箭发动机周围的某些角度超过10 dB。在文献中，SP-8072的特殊调整相当常见。然而，除了证明模型缺乏普遍性外，此类修改通常仍会导致SP-8072预测与实验数据之间的不一致性，包括高频率下的OASPL低估（Park，2019）。
距离SP-8072已有5个十年，我们已经进入了全球太空飞行的新时代。如下图所示，美国航天飞机时代（1981年至2011年）的大部分时间都发生在全球与太空相关的活动相对平静期间，但最近有许多与人类探索、科学和休闲旅行相关的国家和国际举措— — 显著的技术进步使它们成为可能 — — 这意味着全球每年的轨道发射数量在过去10-15年中一直在稳步增加。计划在2022年发射的总次数将大大超过200次。日本、韩国、印度、中国、俄罗斯和美国只是全球目前正在开发运载火箭的众多国家中的一部分。关于印度运载火箭发展的回顾，可参考Gupta等人（2007年）的著述，Lipnitskiy和Safronov（2014年）提供了俄罗斯运载火箭项目地面声学测试的总结。
今天的航天器群体不仅变得更加全球化，而且在规模和用途的多样性方面也在扩大。这种增长的一个重要因素是商业发射系统的数量、范围和能力的扩大，这大大降低了发射成本。例如，与十年前相比，低地球轨道（LEO：Low Earth Orbit）的发射成本已降低至1/20，而国际空间站（ISS：International Space Station）的发射成本现在约为其成本的1/4（Jones，2018年）。在为NASA等政府组织提供发射能力和服务的同时，这些系统还负责新兴的太空旅游产业，蓝色起源（Blue Origin）和维珍银河（Virgin Galactic，自称为“世界上第一条商业太空线”）于2021年7月进行的太空飞行吸引了全世界的目光。虽然这样的飞行是亚轨道的，但人类也在将注意力转向更远的地方。例如，在1978年至1990年的12年停滞之后，多个国家再次计划和执行无人和载人月球任务（例如，NASA Artemis计划）。俄罗斯和美国早在1960年就开始了深空探索，但后来几年里逐渐失去兴趣，而最近十年来，人们对此类任务的热情再次高涨。
本文旨在及时回顾火箭发射和运载火箭噪声研究的当前最新技术，以补充和完善其他评论，包括McInerny（1990，1992b）和Lubert（2018）的评论。虽然其目的是尽可能彻底，一些原则可能适用于其他火箭动力运载工具，但其范围仅限于垂直运载工具。附录A简要介绍了此范围内的其他限制，包括VAL、点火超压（IOP）、环境问题、测量技术、次声和抖振载荷等。
本节提供有关超音速喷流的一些基础知识。简要回顾与超音速喷流相关的早期研究，并描述羽流和湍流特性的各种状态以及火箭和喷气机之间的差异。这些差异不仅包括羽流特性，还包括对噪声很重要的发射考虑因素。
当喷嘴出口处的马赫数大于1时，喷流被称为“超音速”。基于Nagamatsu等人的示意图（1969年）显示了具有喷嘴出口直径𝐷𝑒和出口马赫数𝑀𝑒的超音速喷流的解剖结构。在势核内，超音速喷流速度相对恒定，尽管受到激波室的调制，以实现非理想膨胀。湍流混合层从喷嘴边缘开始，宽度随下游距离增加，直到完全发展到超过潜在芯长𝐿𝑐。在潜在的核心尖端之外，流过部分羽流横截面保持超音速，直到达到超音速核心长度𝐿𝑠。除了超音速核心尖端，𝑀<1，喷流到处都是超音速的。这些特征空气动力学长度，特别是𝐿𝑐，对于识别湍流和噪声产生的不同状态非常重要。对于𝑥<𝐿𝑐，湍流混合噪声的产生主要局限于剪切层，而一旦湍流完全发展，噪声就会从喷流横截面辐射出来（Panda等，2005年）。被认为作为不相关的全向源辐射的精细湍流和优先向下游方向辐射的大尺度相干结构都有助于产生混合噪声（Tam等人，2008年；Viswanathan，2009年）。
图：超音速喷射的结构示意。Lc是指潜在的核心长度，LS是指超音速核心长度。
第二种马赫数对于将湍流与超音速喷流噪声辐射联系起来很重要。对流马赫数𝑀𝐶是指剪切层附近湍流涡流的特征速度及其与静止介质的关系。对于羽流中𝑀𝐶>1的区域，会发生马赫波辐射。已经研究了具有不同特征速度的超音速不稳定波（例如，Tam和Burton，1984a，b）和马赫波族（例如，Oertel，1982；Tam和Hu，1989；Seiner等，1992）。虽然大尺度辐射和马赫波辐射之间的区别并不完全清楚，但马赫波辐射被描述为来自对流超音速区域（即Tam，2009），而大尺度辐射似乎对超音速和亚音速喷流都很重要（即Viswanathan，2002，2009）。
在描述超音速喷流时，喷流出口压力也是一个重要参数。𝑝𝑒=𝑝𝑎被描述为压力匹配或理想膨胀的喷流。然而，许多喷流在实践中是非理想膨胀的。对于𝑝𝑒<𝑝𝑎的喷流，喷流被描述为过度膨胀，并且当它离开喷嘴时，流动被更大的大气压力挤压。另一方面，如果𝑝𝑒>𝑝𝑎，则喷流膨胀不足，流动截面积迅速膨胀，刚好超过喷嘴。在这两种情况下，冲击单元都会在潜在核心内形成。可压缩流体关系可用于根据喷嘴内流动参数的知识计算等效的完全（或理想）扩展喷流条件。对于过度膨胀的喷流，𝐷𝑗 < 𝐷𝑒和𝑀𝑗<𝑀𝑒，因为完全膨胀发生在喷嘴内。对于膨胀不足的喷流，情况正好相反。
火箭羽流是超音速喷射流，其温度和速度都比其他喷射流高，包括加力喷气发动机的排气。表I显示了涡轮喷气发动机、加力涡轮喷气发动机和火箭羽流的几个关键变量值（例如温度、密度和声速）的比较。火箭运行的极端条件在使它们的羽流产生不同于其他喷射流的声学方面发挥着关键作用。例如，喷射流中的环境马赫数𝑀𝑎通常在2.0和2.4之间，而对于火箭来说，由于火箭羽流中的高温和出口速度，它几乎大四倍（通常在7和8之间）。在火箭噪声辐射中更重要的是对流马赫数𝑀𝐶，它描述了剪切层处湍流涡流的特征速度，并决定了主辐射瓣的角度。
表1：基于McInerny（1992b，2010）的涡轮喷气发动机、加力涡轮喷气发动机和典型火箭变量的代表性比较。请注意，有些数值可能无法代表第五代加力军用飞机。
关于压力匹配条件，大多数火箭的设计都是为了使羽流在海平面上过度膨胀。这有助于在大气压力较低的高空优化性能。虽然军用飞机发动机在起飞时也会过度膨胀，但火箭必须设计为在更大的高度范围内运行。例如，下图1显示了2020年Atlas V发射的照片，其中中央液体发动机流量的过度膨胀表现为其在喷嘴出口下游被挤压。请注意，燃烧的铝颗粒会掩盖捆绑式SRB的羽流结构。火箭在发射时过度膨胀的一个例外是航天飞机可重复使用的固体火箭发动机（RSRM），据了解，该发动机在海平面略微膨胀不足的情况下运行。下图2显示了NASA航天飞机发射视频的静止帧，其中RSRM羽流在喷嘴出口外立即膨胀，表明膨胀不足。另一方面，在下图2中可以看到RS-25 Shuttle主机羽流具有经典的马赫盘、额外的激波室和羽流宽度收缩，这表明过度膨胀。航天飞机发射的视频显示，在相当高的高度，羽流最终膨胀不足，在喷管外立即有相当大的羽流直径证明了这一点。
图：2020年3月，Atlas V-541火箭发射了“毅力号”（Perseverance）火星漫游车。液芯级发动机羽流显示出明显的过度膨胀迹象，而外部固体助推器羽流的结构被燃烧的铝颗粒所掩盖。照片由NASA提供。
图：来自NASA航天飞机发射视频的静止图像，显示了略微欠膨胀的RSRM（左）和过度膨胀的RS-25主发动机（右）羽流。
典型火箭羽流与其他喷射流的另一个区别在于它们在现实世界中的应用。军用飞机的操作包括喷气导流板，有时还包括短程起飞和垂直着陆（STOVL：Short TakeOff and Vertical Landings），但航天器发射更为复杂。火箭从一个发射台发射，该平台由一个导流板和火焰导管组成，用于安全引导下游高速和高温排气射流，一个用于支撑和运输运载工具的发射平台，以及一个用于为运载工具提供干燥空气、燃料和动力的脐带塔。发射平台位于偏转器上方，并有一个排气孔，用于将火箭发动机的排气喷嘴输送至偏转器和火焰管道。发射配置具有复杂的结构和羽流冲击和偏转，有可能极大地改变相关的噪声产生。
上图显示了运载火箭在发射时不同高度的声学产生机制示意图。运载火箭从发射台逐渐上升将主要噪声源从火焰管道内产生的噪声源（由于羽流冲击导流板和壁羽流）改变为发射平台上方出现的噪声源（由于自由羽流场的马赫波和羽流与发射平台的相互作用）。在发射过程中出现的噪声源是自由羽流和冲击羽流现象的结果，如果要对它们进行适当的建模，就需要了解这两种现象。自由羽流和冲击羽流的噪声以秒为单位在后续文中进行了讨论。
未完，待续… …
原文来源
The Journal of the Acoustical Society of America 151, 752 (2022);https://doi.org/10.1121/10.0009160，Supersonic jet noise from launch vehicles: 50 years since NASA SP-8072
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