一种消声器及降噪系统的制作方法

1.本发明涉及火箭发动机燃气降噪技术领域，具体涉及一种消声器及降噪系统。


背景技术：

2.在氢氧火箭发动机试验领域，大推力火箭发动机通过稳定燃烧将自携的推进剂化学能转化为工质内能，高速排出产生反向推力，并产生巨大的喷流噪声，强大的喷流噪声会对箭上及发射系统薄弱结构件、声敏电器元器件产生破坏性影响，大大降低整个系统的可靠性，对发射场周围环境、实验人员也会造成损伤，在承担载人航天任务时，巨大的噪声会严重损害航天员的健康。因此，大型火箭喷流噪声控制一直是航天技术人员关注并致力解决的问题。
3.目前，对于火箭发动机喷流噪声，常见的方法是首先对火箭发动机燃气进行喷水降温降噪，然后通过消声器结构进行进一步降噪，之后再通过降噪塔，完成复合降噪。其中，开孔扩压器以其流阻小，不聚集氢气的优点而被广泛用作火箭发动机的消声器。具体而言，开孔扩压器承接喷流的燃气，并将从大口进入的燃气通过若干小孔排出至降噪塔内，进而改变燃气的流通方向及降低燃气流速，使得燃气在降噪塔内均匀扩散，进而产生降噪效果。但降噪量主要是燃气方向改变和燃气流速降低带来的附加效果，降噪的效果并不显著。


技术实现要素：

4.因此，本发明要解决的技术问题在于现有技术中火箭发射的消声器降噪效果不显著的缺陷，从而提供一种消声器及降噪系统。
5.为了解决上述问题，本发明提供了一种消声器，包括：
6.本体，呈筒状，所述本体具有一端呈开口的消声腔，所述开口适于与发动机的排气端相连接，所述开口的径向尺寸小于所述消声腔的径向尺寸；
7.排气部，成型在所述本体的壁面上，所述排气部包括若干排气孔以将喷流噪声从所述消声腔排向外部环境；
8.截流件，与所述本体固定连接，所述截流件上成型有通流部以将所述消声腔分隔为相连通的至少两个腔室，所述截流件适于阻挡部分喷流噪声沿所述本体的轴向方向流通。
9.可选地，上述的消声器，所述开口截面积为进气面积a
in
，所有所述排气孔的面积之和为总排气面积a
out
，进气面积a
in
与总排气面积a
out
满足如下关系：a
out
＝2a
in
。
10.可选地，上述的消声器，任一所述截流件将消声腔分隔为第一腔室和第二腔室，所述第一腔室为消声腔中由开口到所述截流件的部分，所述第二腔室为消声腔中由所述截流件到本体远离开口一侧端部的部分；
11.所述第二腔室对应的本体上的所有排气孔的面积之和为局部排气面积aj，对应的截流件的通流部的截面积为通流面积a
t
；其中，局部排气面积aj与通流面积a
t
之间具有如下关系：aj＝2a
t
。
12.可选地，上述的消声器，所述排气孔的直径为径向尺寸d，d的取值范围为:10mm≤d≤40mm；相邻的两个所述排气孔的中心距离为间距尺寸l，l的取值范围为4d≤l≤8d。
13.可选地，上述的消声器，所述截流件设置为隔板，所述隔板垂直于所述本体的轴向方向设置，且所述隔板的外周与所述本体的内壁面固定连接，所述通流部为沿垂直于所述隔板端面成型的通流孔。
14.可选地，上述的消声器，所述本体包括第一筒体和第二筒体，所述截流件设置为由所述本体的部分外壁沿径向由外向内成型的缩径结构，所述缩径结构设置在所述第一筒体与所述第二筒体之间，且所述缩径结构的径向尺寸小于所述本体的径向尺寸。
15.可选地，上述的消声器，所述缩径结构包括第一缩径部和第二缩径部，所述第一缩径部与所述第一筒体一体成型，所述第二缩径部与所述第二筒体一体成型，且所述第一缩径部与所述第二缩径部通过连接结构连接。
16.可选地，上述的消声器，所述缩径结构为所述本体的部分外壁沿径向由外向内缩径成型的一体结构。
17.可选地，上述的消声器，所述截流件一体成型在所述第一腔室远离开口一侧的端面上，且所述第二腔室的径向尺寸与所述截流件的通流部的径向尺寸相等。
18.本发明还提供了一种降噪系统，包括：上述的消声器以及喷水冷却器和降噪塔。
19.本发明具有以下优点：
20.1.本发明提供的消声器，设置本体和截流件，本体壁面上成型有包括若干排气孔的排气部，截流件沿垂直于本体轴向的方向将消声腔分为两个腔室，且截流件的通流部连通两个腔室，开口的径向尺寸小于消声腔的径向尺寸，使得本体具在开口处和截流件处形成两处突变截面，突变截面能够衰减或阻挡到达截流件突变截面的声波，进而产生声能的反射、干涉等，从而降低进入消声腔的声能的能量；
21.从本体开口进入的气流在消声器内经历两种衰减最终排出达到增强消声降噪的效果，一种是经过开口及截流件处的突变截面造成声阻抗的变化进行消声，另一种是从大截面开口直接进来的声波流以及经过第一种衰减之后的声波流通过众多小孔径的排气孔排出，能量随出口直径的减少而向高频端移动，高频声波更容易在空气中传播衰减，进一步增强降噪效果，且两种消声在同一消声器内进行，结构精简，不额外增大设备整体长度、体积等，具有良好的经济效益。
22.2.本发明提供的消声器，喷流噪声从开口处进入到从排气孔排出，出口的总面积为进口面积的2倍，喷流噪声在流动的过程中流阻未增加，喷流噪声中存在的氢气等可燃气体在消声器的消声腔内不产生聚集，安全性能高，增强了消声器的工作可靠性。
23.3.本发明提供的消声器，截流件可以设置为隔板，在隔板上成型通流孔，成型简单，便于拆卸安装。
24.4.本发明提供的消声器，消声器可以成型为独立的两段筒体，截流件成型为相互独立的两段缩径部，每一段缩径部与一段筒体固定，将整个消声器分成了独立的两段，再通过法兰连接，便于设备安装运输。
25.5.本发明提供的降噪系统，包括上述的消声器以及喷水冷却器和降噪塔，具有上述任意一项所述的优点，不改变整体规模的情况下，降噪量得到提高。
附图说明
26.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
27.图1为本发明的实施例1中提供的消声器的外部结构示意图；
28.图2为本发明的实施例1中提供的消声器的内部结构示意图；
29.图3为本发明的实施例1中提供的消声器截流件的另一种结构示意图；
30.图4为采用现有消声器的试验装置示意图；
31.图5为采用本发明实施例1中提供的消声器的试验装置示意图；
32.图6为采用图4和图5的装置分别进行试验后声传感器测得的噪声频谱图(1/3倍频程)；
33.图7为本发明的实施例2中提供的消声器的外部结构示意图；
34.图8为本发明的实施例3中提供的消声器的外部结构示意图；
35.附图标记说明：
36.1-本体；101-第一筒体；102-第二筒体；11-开口；12-消声腔；121-第一腔室；122-第二腔室；13-排气孔；
37.2-隔板；21-通流孔；
38.3-缩径结构；301-第一缩径部；302-第二缩径部；31-通流管；
39.4-连接结构；
40.100-发动机喷管；200-喷水冷却器；300-声传感器。
具体实施方式
41.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
42.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
43.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
44.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
45.实施例1
46.结合图1至图6，本实施例提供一种消声器，包括：本体1、成型在本体1壁面上的排气部以及截流件，其中，本体1呈筒状，且具有一端呈开口11的消声腔12，开口11适于与发动机的排气端相连接，且开口11的径向尺寸小于消声腔12的径向尺寸；排气部包括若干排气孔13以将喷流噪声从消声腔12排向外部环境；截流件与本体1固定连接，且截流件上成型有通流部以将消声腔12分隔为相连通的至少两个腔室，截流件适于阻挡部分喷流噪声沿本体1的轴向方向流通。
47.具体地，截流件沿垂直于本体1轴向的方向设置将消声腔12分为两个腔室，且截流件的通流部沿本体1轴向延伸以连通两个腔室，开口11的径向尺寸小于消声腔12的径向尺寸，使得本体1具在开口11处和截流件处形成两处突变截面，突变截面能够衰减或阻挡到达截流件突变截面的声波，进而产生声能的反射、干涉等，从而降低进入消声腔12声能的能量。即从本体1开口11进入的喷流噪声最终一部分从靠近开口11一侧腔室对应的排气孔13排出，另一部分通过通流部进入相对截流件远离开口11一侧的腔室中继而从对应的排气孔13排出。
48.在本领域中，消声器通常称为开孔扩压器，对从火箭发动机喷射出的喷流噪声产生消声降噪的效果。
49.总之，从本体1开口11一侧进入的气流在消声器内经历两种衰减最终排出达到消声降噪的效果，一种是经过开口11及截流件处的突变截面造成声阻抗的变化，产生反射干涉进行消声，另一种是从大截面开口11直接进来的声波流以及经过第一种衰减之后的声波流通过众多小孔径的排气孔13排出，能量随出口直径的减小而向高频端移动，高频声波在空气中的更容易传播衰减，极大地增强了降噪效果，设置截流件后多次实验测得降噪量提高约3dba-4dba，且两种消声过程的应用在同一消声器本体1结构上进行，结构精简，不额外增大设备整体长度、体积等。
50.本实施例中，开口11截面积为进气面积a
in
，所有排气孔13的面积之和为总排气面积a
out
，则进气面积a
in
与总排气面积a
out
满足如下关系：a
out
＝2a
in
；上述的开口11截面积为成型为通孔的开口11在本体1轴向方向上的投影面积。喷流噪声从开口11处进入到从排气孔13排出，出口的总面积为进口面积的2倍，喷流噪声在流动的过程中流阻未增加，喷流噪声中存在的氢气等可燃气体在消声器的消声腔12内不产生聚集，安全性能高，增强了消声器的工作可靠性。
51.在上述方案的基础上，如图1至图4所示的角度，消声器开口11一端为左侧，另一端为右侧；截流件将消声腔12分隔为左侧的第一腔室121和右侧的第二腔室122，第一腔室121为消声腔12中由开口11到截流件的部分，第二腔室122为消声腔12中由截流件到本体1远离开口11一侧端部的部分；第二腔室122对应的本体1上的所有排气孔13的面积之和为局部排气面积aj，对应的截流件的通流部的截面积为通流面积a
t
，通流部的形状可以是一个如图2所示的大孔，也可以是如图5所示的若干小孔，所有小孔的面积之和等于图2所示的大孔的面积；其中，局部排气面积aj与通流面积a
t
之间具有如下关系：aj＝2a
t
；即位于截流件右侧腔室对应的排气孔13的局部排气面积aj设置为截流件上通流部的通流面积a
t
的2倍，确保喷流噪声在经过截流件时不产生额外的流阻，保证通流效率的同时增强结构的安全性。
52.本实施例中，排气孔13的直径为径向尺寸d，d的取值范围设置为:10mm≤d≤40mm；相邻的两个排气孔13的中心距离为间距尺寸l，l的取值范围为4d≤l≤8d，若间距尺寸l太
小，会导致从排气孔射出的喷流彼此混合产生低频噪声，降低降噪效果。根据不同的排气降噪要求确定适当的排气孔13大小及分布，保证排气效果的同时有效降噪。
53.当然，本体1的消声腔12可以沿轴向分为三个或者更多的腔室，只要保证位于截流件右侧的腔室对应的排气孔13的总面积为通流部通流面积的2倍即可，在实际应用中，可以选择1至3倍，本实施例中选用2倍的数据，测得降噪效果较好。
54.如图2所示，本实施例的截流件设置为隔板2，隔板2垂直于本体1的轴向方向设置，且隔板2的外周与本体1的内壁面固定连接，通流部为沿垂直于隔板2端面成型的通流孔21。
55.本实施例中还提供一种降噪系统，包括：上述消声器以及喷水冷却器200和降噪塔，喷水冷却器200一端与火箭发动机的排气端相连接，另一端与消声器的开口11相连；消声器和喷水冷却器200设置在降噪塔内。
56.采用图4和图5的装置分别进行试验，实验数据见表1；图4采用现有普通的降噪系统(降噪塔在图中未示出)，图5为采用本实施例的降噪系统。发动机喷管100、喷水冷却器200以及消声器依次连接，且三者位于同一轴线上，从发动机喷出的喷流噪声从喷管进入，依次通过喷水冷却器200和消声器，最后从消声器喷出至降噪塔内。在沿喷管轴向相对消声器朝向远离发动机一侧的方向上，声传感器300距离消声器底端的间隔距离h为10m，用于测量经过一系列消声降噪后的噪声大小。
[0057][0058]
表1两次试验过程数据记录表
[0059]
如图4进行第一次试验：在发动机出口附近压力测点为310pa的情况下，通过声传感器300测得的噪声大小为113.1dba。
[0060]
如图5进行第二次试验：在消声器的消声腔12内增设隔板2，隔板2将消声腔12分为前后大小相同的两个腔室，两个腔室内对应的排气孔13的数量也相等为1600个。试验结果为：在发动机出口附近压力测点为310pa的情况下，通过声传感器300测得的噪声大小为109.9dba。
[0061]
通过第一次试验和第二次试验得出结论：消声器内增加隔板2使得消声器降噪量提高3.2dba，并且没有增加额外的流阻。
[0062]
根据资料显示，声音每增加10dba相当于能量增加了10倍，超高分贝的声音不仅会对周围环境造成影响，甚至会震坏火箭飞行器内部的设备。在火箭发射领域，每1dba降噪量的提升对于整个火箭发射都意义重大。若采用喷水降噪，1000立方米的水才能大约降噪8dba左右，对水资源的耗费巨大；若采用降噪塔，3dba左右的降噪量需加高降噪塔10米左右，工程量庞大；而采用本实施例的消声器，在内部增设隔板2能够对降噪量提升3.2dba，设备加工简单，具有极高的经济效益。
[0063]
实施例2
[0064]
如图7所示，本实施例与实施例1的区别在于：本实施例中的本体1分为第一筒体101和第二筒体102，截流件设置为由本体1的部分外壁沿径向由外向内成型的缩径结构3，缩径结构3设置在第一筒体101与第二筒体102之间，且缩径结构3的径向尺寸小于本体1的径向尺寸。本实施例中，如图3所示，缩径结构3设置为相互独立的第一缩径部301和第二缩径部302，第一缩径部301与第一筒体101一体成型，第二缩径部302与第二筒体102一体成型，且第一缩径部301与第二缩径部302通过连接结构4连接。具体地，连接结构4采用法兰连接，消声器分割为独立的两段筒体，缩径结构3成型为相互独立的两段缩径部，每一段缩径部与一段筒体固定，将整个消声器分成了独立的两段，再通过法兰连接，便于设备安装运输。
[0065]
当然，作为可替换的一种实施方式，上述的缩径结构3也可以设置为由本体1的部分外壁沿径向方向向内缩径成型的一体结构。
[0066]
实施例3
[0067]
如图8所示，本实施例与实施例1的区别在于：截流件一体成型在第一腔室121远离开口11一侧的端面上，且第二腔室122的径向尺寸与截流件的通流部的径向尺寸相等。如图8的方位所示，消声器开口11位于消声器左侧，可以理解为沿着消声器本体1轴向从左往右，消声器本体1分为两段，右侧一段为第二腔室122，左侧一段为第一腔室121。第二腔室122的径向尺寸小于第一腔室121的径向尺寸，且第二腔室122的径向尺寸的大小即截流件的通流面积a
t
的大小，通过第二腔室122对应的局部排气面积aj来确定，局部排气面积aj与通流面积a
t
之间具有如下关系：aj＝2a
t
。
[0068]
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

技术特征：
1.一种消声器，其特征在于，包括：本体(1)，呈筒状，所述本体(1)具有一端呈开口(11)的消声腔(12)，所述开口(11)适于与发动机的排气端相连接，所述开口(11)的径向尺寸小于所述消声腔(12)的径向尺寸；排气部，成型在所述本体(1)的壁面上，所述排气部包括若干排气孔(13)以将喷流噪声从所述消声腔(12)排向外部环境；截流件，与所述本体(1)固定连接，所述截流件上成型有通流部以将所述消声腔(12)分隔为相连通的至少两个腔室，所述截流件适于阻挡部分喷流噪声沿所述本体(1)的轴向方向流通。2.根据权利要求1所述的消声器，其特征在于，所述开口(11)截面积为进气面积a
in
，所有所述排气孔(13)的面积之和为总排气面积a
out
，进气面积a
in
与总排气面积a
out
满足如下关系：a
out
＝2a
in
。3.根据权利要求2所述的消声器，其特征在于，任一所述截流件将消声腔(12)分隔为第一腔室(121)和第二腔室(122)，所述第一腔室(121)为消声腔(12)中由开口(11)到所述截流件的部分，所述第二腔室(122)为消声腔(12)中由所述截流件到本体(1)远离开口一侧端部的部分；所述第二腔室(122)对应的本体(1)上的所有排气孔(13)的面积之和为局部排气面积a
j
，对应的截流件的通流部的截面积为通流面积a
t
；其中，局部排气面积a
j
与通流面积a
t
之间具有如下关系：a
j
＝2a
t
。4.根据权利要求3所述的消声器，其特征在于，所述排气孔(13)的直径为径向尺寸d，d的取值范围为:10mm≤d≤40mm；相邻的两个所述排气孔(13)的中心距离为间距尺寸l，l的取值范围为4d≤l≤8d。5.根据权利要求4所述的消声器，其特征在于，所述截流件设置为隔板(2)，所述隔板(2)垂直于所述本体(1)的轴向方向设置，且所述隔板(2)的外周与所述本体(1)的内壁面固定连接，所述通流部为沿垂直于所述隔板(2)端面成型的通流孔(21)。6.根据权利要求4所述的消声器，其特征在于，所述本体(1)包括第一筒体(101)和第二筒体(102)，所述截流件设置为由所述本体(1)的部分外壁沿径向由外向内成型的缩径结构(3)，所述缩径结构(3)设置在所述第一筒体(101)与所述第二筒体(102)之间，且所述缩径结构(3)的径向尺寸小于所述本体(1)的径向尺寸。7.根据权利要求6所述的消声器，其特征在于，所述缩径结构(3)包括第一缩径部(301)和第二缩径部(302)，所述第一缩径部(301)与所述第一筒体(101)一体成型，所述第二缩径部(302)与所述第二筒体(102)一体成型，且所述第一缩径部(301)与所述第二缩径部(302)通过连接结构(4)连接。8.根据权利要求6所述的消声器，其特征在于，所述缩径结构(3)为所述本体(1)的部分外壁沿径向由外向内缩径成型的一体结构。9.根据权利要求4所述的消声器，其特征在于，所述截流件一体成型在所述第一腔室(121)远离开口一侧的端面上，且所述第二腔室(122)的径向尺寸与所述截流件的通流部的径向尺寸相等。10.一种降噪系统，其特征在于，包括：权利要求1-9中任意一项所述的消声器；以及喷水冷却器(200)和降噪塔。

技术总结
本发明涉及火箭发动机燃气降噪技术领域，具体涉及一种消声器及降噪系统。本发明的消声器包括：本体和截流件，本体呈筒状，具有一端呈开口的消声腔，开口与发动机的排气端相连接，开口的径向尺寸小于消声腔的径向尺寸；本体的壁面上成型有排气部，排气部包括若干排气孔以将喷流噪声从消声腔排向外部环境；截流件与本体固定连接，截流件上成型有通流部以将消声腔分隔为相连通的至少两个腔室，截流件适于阻挡部分喷流噪声沿本体的轴向方向流通。本发明提供的消声器从本体开口进入的气流在消声器内经历两种衰减而最终排出，极大地增强了降噪效果，且结构精简，不额外增大设备整体长度、体积等，具有良好的经济效益。具有良好的经济效益。具有良好的经济效益。


技术研发人员：孔凡超 张家仙 吴薇梵 陈珊 刘志华 魏仁敏 范聪聪 朱子勇 王成刚 罗天培
受保护的技术使用者：北京航天试验技术研究所
技术研发日：2023.03.21
技术公布日：2023/7/4