Computational Study on the Sound Pressure Level produced by the Supersonic Jet Impingement on a Surface.

Il decollo di un lanciatore spaziale come il Vega genera un ambiente acustico estremo, con carichi acustici che possono compromettere l'integrità strutturale del veicolo e del suo carico utile (payload). L'interazione tra il getto supersonico del motore e le infrastrutture della rampa di lancio, in particolare il deflettore di fiamma (flame deflector), costituisce la sorgente primaria di questi carichi. Di conseguenza, la progettazione del deflettore assume un ruolo cruciale per la mitigazione dei livelli di pressione sonora. La presente tesi si propone di analizzare, attraverso simulazioni numeriche, l'influenza della geometria del flame deflector sull'ambiente acustico durante la fase di liftoff. L'obiettivo principale è confrontare diverse configurazioni geometriche per identificare quella capace di ridurre in modo più efficace i carichi acustici riflessi verso le strutture del lanciatore. Lo studio è stato condotto tramite un'analisi parametrica, che ha messo a confronto cinque diverse geometrie del deflettore. Per simulare il campo fluidodinamico, sono state risolte numericamente le equazioni di Eulero per un flusso comprimibile, inviscido e assialsimmetrico. I segnali di pressione, campionati in posizioni critiche del dominio computazionale (sul lanciatore e sull'ogiva), sono stati successivamente post-processati, mediante tecniche avanzate di analisi, nel dominio della frequenza e del tempo-frequenza. Per la caratterizzazione spettrale è stata stimata la densità spettrale di potenza (PSD) con il Metodo di Welch, ottenendo una valutazione statisticamente robusta del contenuto energetico del segnale. Per investigare l'evoluzione temporale dei fenomeni transitori, caratteristici dell'accensione del motore e del successivo impatto del getto, è stata impiegata la Trasformata Wavelet Continua (CWT) con wavelet di Morlet. La visualizzazione delle strutture d'urto nel campo di moto è stata coadiuvata da una tecnica Schlieren numerica. I risultati hanno permesso di quantificare l'impatto di ciascuna configurazione geometrica sulla distribuzione spaziale e spettrale del campo acustico. L'analisi comparativa ha dimostrato come, modifiche sull'inclinazione e sulla lunghezza dei segmenti del deflettore, alterino significativamente i meccanismi di riflessione delle onde di pressione. In conclusione, è stato possibile determinare la configurazione che minimizza i livelli di overall sound pressure level (OASPL) nelle zone più sensibili del sistema di lancio. Questo lavoro fornisce un approccio metodologico e quantitativo per la valutazione e l'ottimizzazione aeroacustica delle infrastrutture di lancio, contribuendo al miglioramento dell'affidabilità e della sicurezza delle missioni spaziali.