The aim of the project behind this report is to gain an understanding for the design criteria of launch pad flame deflectors used for launching rockets. This report presents an overview of the underlying phenomena, and then tackles the issue of estimating noise levels that come about during lift-off. Semi-empirical methods are used to accomplish this, and the same basic processes as those presented in a 1971 NASA report are used. The underlying assumptions and approximations used in this report are analysed, and a number of modifications are suggested. The results of these modifications are presented in comparison to the original model as well as data taken from the Ares I-X launch. It is found that the suggested methodology tends to overpredict where the SP-8072 method underpredicts, and that additional considerations regarding launch pad structure and water attenuation will need to be included for a more detailed understanding. Furthermore, the topic of acoustic reflectivity is investigated. It is demonstrated that this aspect is heavily dependent on the dimensions of the flame duct immediately downstream of the nozzle, and that further development is warranted. / Målet med detta projekt är att öka förståelsen för flamdeflektorer och vad som avgör utformningen av dessa. Rapporten presenterar en översikt av de fenomen och mekanismer som alstrar ljud, och fokuserar sedan på att beskriva hur dessa ljudnivåer uppskattas. Semi-empiriska metoder används, och de processer som presenteras i en NASA-rapport från 1971 tillämpas. De antaganden och approximationer som används i denna analyseras, och en rad ändringar föreslås. Resultaten från dessa ändringar presenteras tillsammans med den oförändrade modellen tillsammans med uppmätt data från uppskjutningen av Ares I-X. Den föreslagna modellen visar sig överuppskatta där den oförändrade tenderar att underuppskatta. Ytterligare aspekter gällande uppskjutningsplattformens geometri samt den dämpande effekten vatten har behöver iakttas för en mer detaljerad modell. Akustisk reflektivitet och dess ljudbidrag undersöks. Det visas att denna aspekt beror starkt på dimensionerna för avgaskanalen direkt nedströms från dysan. Det finns därmed anledning för vidareutveckling av denna modell.

The noise of a rocket engine is a complex and complicated phenomenon which has been studied for more than half a century [1]. There are many sources to this noise, but due to its great potential impact to the surrounding structures, including the vehicle itself, it is important to have a model to estimate the acoustic environment the engine produces. This estimation can be used for the design of a launch pad or a flame deflector. Such a model was developed and then tested, by measuring the noise levels with six microphones at Rocket Factory Augsburg´s Vertical Test Stand at Esrange Space Centre. Three out of six microphones yielded valuable data. A comparison between the estimated and measured noise was then conducted which showed similar trends. The peak frequency in the estimation was in the order of 1 kHz. A sensitivity study was made to investigate the difference in Sound Power Level (SPL) when the engine and test stand parameters were adjusted. The parameters with the greatest effect on the SPL are the Mach number, thrust, potential core length, and impingement distance. The difference in SPL between the estimation and measured noise is 0-20 dB with a lower difference at lower frequencies and a higher difference at higher frequencies. The difference was higher when comparing the estimation to the test with an overpowered engine, with differences of up to 20 dB higher than the estimation in the upper frequencies. Differences with nominal engine data was up to 15 dB higher than the estimation, constrained to lower frequencies. Above 30% of the peak frequency, the noise was consistently lower than the estimation. The estimation can be concluded to likely be conservative at higher frequencies, further testing or a new estimation is necessary with accurate engine data. / Ljudet från en raketmotor är ett komplext och komplicerat fenomen som har studerats i mer än ett halvt sekel [1].Det finns många källor till det ljudet, men på grund av risken att det skadar omgivande strukturer, inklusive raketen, är det viktigt att ha en modell för att estimera ljudmiljön motorn produceras. Estimeringen kan användas för att designa en uppskjutningsramp eller en flammdeflektor. En sådan modell var utvecklad och testad genom att göra ljudmätningar med sex mikrofoner på Rocket Factory Augsburg´s testanläggning på Esrange Space Centre. Tre av sex mikrofoner gav värdefull data. En jämförelse gjordes mellan det estimerade och uppmätta ljudet vilket visade liknande trender. Toppfrekvensen i estimeringen var i storleksordningen 1 kHz. En känslighetsstudie gjordes för att undersöka skillnaden i ljudnivån (SPL) när motorns och testanläggningens parametrar justerades. Parametrarna med störst påverkan på ljudnivån var Mach numret, drivkraft, längden av flamman och avståndet till deflektorn. Ljudskillnaden mellan det estimerade och uppmätta ljudet var mellan 0-20 dB med mindre skillnad på lägre frekvenser och större skillnad på högre frekvenser. Skillnaden var större vid jämförelse mellan estimering och testet med en kraftigare motor, med skillnader på upp till 20 dB över estimeringen på de högre frekvenserna. Skillnaderna för nominell motordata var upp till 15 dB högre än estimeringen, begränsat till lägre frekvenser. Över 30% av toppferkvensen var ljudet konsekvent lägre än estimeringen. Estimeringen kan sannolikt konstateras vara konservativ på högre frekvenser, ytterligare tester eller estimeringar behövs med exakt motordata.