速燃固体火箭作为一种发射火箭弹的便携式单兵反坦克武器,发射时在尾喷管产生高温、高速、高压的非定常复杂流场,并形成高强度噪声和长长的火焰,这些发射特征对人体、仪器设备、机械结构都可能带来损伤,且不利于火箭武器系统的隐蔽性,甚至影响发射的安全性。因此,研究燃气射流噪声产生机理进而降低射流噪声具有实际应用价值。本文围绕速燃固体火箭发射过程中燃气射流流场、气动噪声以及降噪措施难题,开展了相关的理论分析、实验研究和数值模拟工作,分析射流噪声源的形成机理及气动声学特性,并探索了抑制射流噪声的方法。主要研究工作及成果如下:(1)应用气体射流动力学、气动声学等理论,对燃气射流过程中的发声机理以及气动声源特性进行了理论分析,并阐述了射流流场和声场之间的相互作用。通过气体射流过程的流动方程和气动声学方程,建立了火箭发动机燃气射流噪声预测模型以及声功率的理论表达式,初步探讨了发动机燃气射流噪声的影响因素。(2)设计并搭建了速燃固体火箭发动机静止燃气射流噪声测试试验平台,对发动机燃气射流噪声辐射特性进行了系统研究。采用高速录像系统观测了燃气射流在大气中的扩散形态特征,发现高温高速燃气不断与周围大气强烈的掺混,射流边界出现褶皱,射流轴向扩散速度大于径向的扩散速度。采用数字瞬态记录仪采集了不同观测点处的射流噪声声压分布规律,发现燃烧室压强越大,喷喉直径越大,则射流噪声声压峰值越大,且声压级峰值随测试点的偏离方向角不同而不同,说明射流噪声具有明显指向性。由于地面对声波的反射作用,在离地面较近的测试点处声压波动较大。在单兵火箭发射时,对发射管外围的射流噪声进行了实验测试,重点分析了在射手位置的射流噪声变化规律,揭示了射流噪声在轴向和径向上的分布特性。(3)在对发动机静止燃气射流噪声实验现象的物理描述与分析的基础上,采用大涡模拟(LES)湍流模型对尾喷流流场进行了数值模拟,获得了射流流场速度、压力和温度的分布特性。结合流场的模拟结果,基于FW-H声学模型对射流噪声进行了预测。结果表明:射流流场存在复杂的膨胀压缩波系,射流噪声主要成分表现在低频区域,并且其存在明显的指向性,在45°方向上射流噪声最为强烈,这主要是由于射流噪声的四极子声源特性以及声波在流场中的折射引起的。射流噪声预测值与实验测试值吻合较好,验证了所建数学模型的正确性、燃气射流流场与声场耦合关系的合理性。此外,还研究了燃烧室压强、燃气温度及喷管尺寸对射流噪声的影响程度。(4)在燃气射流噪声的实验及理论研究的基础上,提出了简洁有效的液柱平衡体降噪方案,开展了燃气射流驱动液柱平衡体的降噪实验。探讨了高温高压燃气驱动液柱平衡体过程中的射流流场形态特征,以及不同偏离方向角测点处的声压变化规律。实验结果表明,与无液柱平衡体时单相燃气射流过程进行对比,燃气驱动液柱射流降低了流场的速度、温度等特性参数,并且各个测点处的噪声声压峰值都有明显的减小,因而达到了较好的降噪效果。为了进一步优化液柱平衡体降噪方案,讨论了不同液柱平衡体质量对燃气射流噪声抑制效果的影响。(5)为了深入研究燃气射流驱动液柱平衡体过程中气液相互作用特性、流场特性参数变化、降噪机理等复杂的问题,在实验的基础上,建立了用于描述燃气射流驱动液柱平衡体过程的两相流湍流模型,采用LES/VOF方法进行了数值模拟,获得了射流初期两相流场内速度、压力和温度的分布规律,通过对计算结果与试验测量结果的对比,验证了数值研究模型和方法的可行性和准确性。分析了液柱的雾化、小液滴的不稳定运动以及气液湍流掺混特性。讨论了液柱平衡体的质量(体积)、密度以及燃烧室压力对气液两相流场内特性参数分布的影响,优化了液柱平衡体降噪方案。