A rocket jet of space launch vehicle generates acoustic pressure fluctuations during lift-off. This jet noise impinges the structure of the vehicle causing the structure vibration but also damages such as fatigue or destruction of the payload inside the fuselage. The acoustic pressure fluctuation acting on the surface of launch vehicle, an acoustic loading can be critical to the failure of launch vehicle. Therefore, prediction of the jet noise is very important to prevent the accidents.
The amplitude of acoustic pressure is relatively low compared to that of hydrodynamic pressure. Thus high order and high resolution schemes are required to predict the flow induced sound and the acoustic-flow feedback mechanism numerically. The size of the spatial grid has to be selected to resolve the shortest wave length and the computational aeroacoustics (CAA) allows higher resolution for the same stencil compared to the traditional finite difference schemes. In this study, OHOC(Optimized High-Order Compact scheme) is used for spatial derivative. ANAD (Adaptive Nonlinear Artificial Dissipation) model is used to minimize the numerical instability in the scheme near the discontinuity such as shock. And generalized characteristic boundary conditions are utilized to prevent the reflection of the wave at the computational boundaries.
Without free stream velocity, the screech tone is visualized from the calculation to know the source of the noise and the feedback process between the acoustics and supersonic shear layer near shock cell is also simulated. Wavelength and amplitude of the screech tone are numerically calculated for jet Mach number from 1.08 to 1.20. Within this jet Mach number range, there are two axisymmetric modes of A1 and A2. A mode change is observed at Mach number 1.10. Effects of nozzle thickness are observed and compared with experimental data and other numerical results.
In order to analyze the flight effect of screech tone, it is simulated with free stream velocity. For various free stream velocities, the screech tones are simulated and their frequency are compared with experimental data. The characteristic of the screech tone is analyzed for jet Mach number 1.10 and 1.15 with the free stream velocity up to Mach number 0.3.
발사체의 발사 순간에는 주변 유동장의 음압 변동을 유발하게 된다. 이러한 제트 소음은 발사체 구조물에 작용하여 피로 파괴 및 전자 장비의 오작동을 유발하게 된다. 음압은 발사체 동체에 음향 하중으로 작용하여 발사 실패의 주요한 원인으로 꼽힌다. 그러므로 발사 실패를 방지 하기 위해서는 정확한 제트 소음 예측이 중요하다고 할 수 있다.
일반적으로 음압은 유동에 비해 매우 작은 크기를 가진다. 따라서 소음의 발생 및 매커니즘을 모사하기 위해서는 고차 고해상도의 수치 기법이 요구된다. 여기서 격자의 크기는 가장 짧은 음파를 모사할 수 있게 설정이 되어야 하며 CAA에서는 다른 수치기법에 비해 고해상도 특성을 가진다. 본 연구에서는 공간에 대한 미분을 최적화된 집적 유한차분법을 이용하였으며 충격파와 같은 불연속적인 구간에서는 수치 안정성을 위해 ANAD 모델을 사용하였다. 또한 경계조건으로는 일반화된 특성치 경계조건을 부여하여 해석을 수행하였다.
먼저 자유 유동이 없는 경우에 대하여 스크리치 톤의 소음원의 위치 및 노즐 출구 근처에서의 피드백 과정을 모사하였다. 또한 스크리치 톤의 파장과 그 크기를 축대칭 모드가 나타나는 구간인 제트 마하수 1.08에서 1.20까지의 범위에서 수치해석을 수행하였다. 이 제트 마하수 범위에서는 축대칭 모드인 A1, A2모드가 나타나게 되며 A1모드에서 A2 모드로의 전환이 나타나는 시점을 관찰하였다. 또한 스크리치 톤의 피드백 과정은 노즐 출구 근처에서 발생하므로 노즐 벽의 두께의 영향을 다양한 두께에 대해서 수치해석 결과와 실험 및 다른 연구자들의 결과와 비교하였다.
비행 효과에 따른 스크리치 톤의 특성을 살펴 보기위해 자유 유동의 속도를 유동장에 부여 하였다. 다양한 자유 유동 속도에 대해 스크리치 톤의 주파수를 예측하고 이를 실험 결과와 비교 분석하였다. 자유 유동 속도에 따른 스크리치 톤의 유동장 및 소음장을 자유 유동 마하수 0에서 0.3까지 A1모드인 제트 마하수 1.10과 A2 모드인 1.15에 대해 해석을 수행하였다.
