高壓氫氧火箭發動機推力室燃燒穩定性分析

劉 倩，李敬軒，孫紀國，梁炫燁，向小林，潘 亮，鄭孟偉

(1.北京航天動力研究所,北京 100076； 2.北京航空航天大學 宇航學院，北京 100191)

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高壓氫氧火箭發動機具有大推力、高比沖等系列優點，是重型火箭芯級動力的重要支撐。大推力高壓火箭發動機單臺推力為百噸量級，燃燒室尺寸顯著增加，燃燒室發生高頻燃燒不穩定的傾向大大增加，合理設計噴注器結構對于抑制推力室燃燒不穩定的發生具有重要意義。高頻燃燒不穩定依據反饋機理通常分為兩類，固有機理燃燒不穩定和噴注耦合燃燒不穩定。在噴注耦合聲學振型中，推進劑噴注壓力和流量振蕩起主要作用。而對于固有機理燃燒不穩定，推進劑噴注后的霧化、蒸發、釋熱等子過程振蕩起主要作用，通常需要采用隔板、聲腔等穩定裝置加以抑制。

對于氫氧火箭發動機，燃燒室穩定裝置可以改進不甚穩定的設計方案的穩定性，但對較穩定的方案的穩定性裕度基本沒有改進。美國航天飛機SSME和日本LE-7補燃氫/氧發動機設置隔板和聲腔僅為防患于未然和減小風險，實際上對無隔板和聲腔發動機做脈沖鑒定，證明發動機是動態穩定的。RD-0120、LE-7A高壓補燃氫/氧發動機燃燒室沒有加隔板和聲腔，試驗結果證明燃燒穩定。對于氫氧補燃循環發動機推力室，其噴前溫度遠遠超過不穩定邊界溫度，一般不會出現燃燒不穩定。

在氫氧高壓火箭發動機噴注器設計中，通過優選氧噴嘴的聲學頻率使其與燃燒室各振型聲學錯頻，可有效避免噴注耦合不穩定的發生?！?br>