液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究

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液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现

收稿日期:2006⁃10⁃18;修回日期:2007⁃1⁃9作者简介:张蒙正(1964),男,陕西人,研究员,研究方向为喷雾燃烧。

通信作者:张蒙正,E ⁃mail :zhmzh1101@1引言高频燃烧不稳定性一直是液体火箭发动机研制中最复杂、最富有挑战性的课题,它源自发动机燃烧过程与燃烧室声学振荡相耦合。

燃烧室声学特性是高频燃烧不稳定性研究的主要内容,进行燃烧室和相关器件的声学特性研究是提高燃烧室高频燃烧稳定性的途径之一。

国外研究者采用全尺寸燃烧室在大气环境下进行了燃烧室声学特性研究工作[1,2],国内学者也研究了气/液同轴式喷注器的声学特性,确定了不同缩进比的气/液喷注器工作时发生啸叫的参数范围、啸叫的频率和声压级分布,并考察了啸叫对喷注器雾化特性的影响[3]。

本文依据相似理论,进行高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理和实验技术研究,建立相应的实验系统,进行某型高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性研究,为发动机设计提供依据。

张蒙正1,张志涛2,郁锋2,汪亮1(1.西北工业大学,西安710072;2.西安航天动力研究所,西安710100)摘要:依据相似理论,研究了高压补燃循环液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验的原理,建立了模拟实验系统,研究了实验方法,进行了某型高压补燃循环液体火箭发动机燃烧室和喷注器的声学特性实验。

结果表明:模拟实验技术可行,实验方法正确,模拟实验结果为发动机设计提供了依据。

关键词:液体火箭发动机;燃烧室;声学特性;模拟实验中图分类号:TB556文献标识码:A文章编号:1000⁃3630(2007)⁃02⁃0268⁃05Principle and design of simulation test for acoustic charac 鄄teristics of liquid rocket engine chamber with a single injectorZHANG Meng ⁃zheng 1,ZHANG Zhi ⁃tao 2,YU ⁃feng 2,WANG Liang 1(1.Northwestern polytechnical university ,Xi ′an 710072,China ;2.The Xi ′an Aerospace Propulsion Institute ,Xi ′an 710100,China )Abstract :According to the similarity theory ,the principle and method of acoustic characteristics simulation test of liquid rocket engine chamber with a single injector were studied ,and a test system was set up.The acoustic characteristics simulation test of the stage combustion cycle liquid rocket engine simulation chamber with a single injector was also conducted.The test results show that the technology and method of simulation test are correct and available.And the resultsof simulation test have served in the engine design.Key words :liquid rocket engine ;chamber ;acoustic characteristics ;simulation test第26卷第2期2007年4月声学技术Technical AcousticsVol.26,No.2Apr.,2007液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现张蒙正等:液体火箭发动机单喷注器燃烧室声学特性模拟实验原理及实现第2期2燃烧室声学特性模拟实验的原理依据相似定理,物理现象的相似需遵循物理过程相似和物理模型几何相似,同时需要辅助必要的边界条件。

喷注方式对双模态冲压发动机燃烧稳定性的影响

喷注方式对双模态冲压发动机燃烧稳定性的影响
李大鹏;潘余;梁剑寒;刘卫东;王振国
【期刊名称】《国防科技大学学报》
【年(卷),期】2006(028)003
【摘要】在模拟飞行马赫数Ma=4的直连式试验设备基础上,采用固定几何双模态冲压发动机燃烧室构型,使用液体煤油作为燃料,并用火炬式点火器点火,研究不同喷注方式下的火焰稳定性.试验研究表明:在加热器来流总温、总压较低的条件下,火焰稳定较难实现;煤油喷注方式对双模态冲压发动机燃烧室内燃烧稳定性影响很大.【总页数】5页(P10-14)
【作者】李大鹏;潘余;梁剑寒;刘卫东;王振国
【作者单位】国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073;国防科技大学,航天与材料工程学院,湖南,长沙,410073
【正文语种】中文
【中图分类】V434+.3
【相关文献】
1.燃料喷注位置对于RBCC超燃模态性能的影响 [J], 张时空;李江;秦飞;魏祥庚;叶进颖;汤祥
2.双组元推力器喷注角度对液膜分布的影响分析 [J], 曹顺;陈健;汪凤山
3.结构参数对双组元推力器喷注器雾化性能影响规律的数值模拟研究 [J], 丁佳伟;李国岫;虞育松
4.推进剂喷注器动态特性对燃烧稳定性及效率的影响 [J], 吕奇伟;孙宏明
5.喷注方式对粉末火箭发动机燃烧性能的影响 [J], 谷湘;徐义华;孙海俊;胡坤;郭宇;冯喜平
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液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型——考虑推进剂温升与密度变化

液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型——考虑推进剂温升与密度变化摘要：本文旨在构建一种针对液氧-煤油高压补燃火箭发动机的非线性稳态模型，并考虑推进剂温升和密度变化。

本文采用雷诺平均模型来描述推进剂，结合流量定理和液力学原理，建立相应的方程。

另外，考虑到推进剂温升和密度变化，本文采用不变形弹簧和体积冻结理论进行密度修正。

研究结果表明，本文构建的模型能够准确预测固定高压状态下的发动机性能参数，以及推进剂温升和密度变化对发动机性能参数的影响。

关键词：液氧-煤油高压补燃火箭发动机；非线性稳态模型；推进剂温升；密度变化；雷诺平均模型；不变形弹簧；体积冻结理论液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型可以广泛应用于航空发动机领域，特别是火箭等高效率的应用场景。

例如，考虑推进剂温升和密度变化的模型可以帮助发动机设计者准确预测火箭的性能参数。

此外，这种模型还可以应用于多种航空发动机配置中，例如核动力发动机、涡扇发动机、混合动力发动机等。

此外，考虑推进剂温升和密度变化的模型还可以更有效地预测发动机性能，例如考虑密度变化的情况下的气体动力学变化、燃烧室通道的流动变化以及沿热动力器的预压空气流量变化等。

这种模型还可以有效地准确预测发动机的性能指标，包括产生的推力、比冲以及推进剂飞行时间等。

因此，液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型应用广泛，可以有效预测发动机性能参数，从而为航空发动机设计提供良好的技术指导。

液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型也可以用来优化航空发动机设计。

例如，通过对流体动力学模型进行分析，可以有效提高发动机的比冲，并通过优化发动机配置参数，如器件形式、催化剂层厚度等，来满足实际的性能要求。

此外，这种模型还可以用于模拟不同发动机参数下的工作状态，从而有效优化发动机的性能指标。

另外，液氧-煤油高压补燃火箭发动机非线性稳态模型还可以用于评估发动机的稳定性和可靠性。

例如，可以模拟变压力比和气道连续数对发动机热和流力特性的影响，并结合实测数据进行模拟验证，从而有效评估发动机的稳定性和可靠性。

液氧煤油发动机极限考核试验

液氧煤油发动机极限考核试验一、引言液氧煤油发动机是一种高性能的发动机，其在航空航天领域具有重要的应用价值。

为了确保其性能和可靠性，对液氧煤油发动机进行极限考核试验是必不可少的。

本文将介绍液氧煤油发动机极限考核试验的过程和重要性。

二、试验目的液氧煤油发动机极限考核试验的目的是评估发动机在极端工况下的性能和可靠性，为其在实际应用中提供依据。

通过试验结果的分析和评估，可以确定发动机在各种极限条件下的工作状态，从而为发动机的设计和改进提供参考。

三、试验流程1. 参数设置：根据试验要求和设计要求，确定试验所需的参数范围，包括温度、压力、转速等。

2. 试验准备：对试验设备和工具进行检查和校准，确保其正常运行和准确度。

3. 试验装置搭建：根据试验要求，搭建液氧煤油发动机的试验装置，包括供氧系统、供油系统等。

4. 试验前准备：对发动机进行检查和保养，确保其在试验中的正常运行。

5. 试验进行：按照设定的参数范围，对发动机进行加热、加压、转速变化等操作，记录并监测发动机的各项参数。

6. 数据分析：对试验过程中所获取的数据进行分析和评估，包括发动机的功率、燃烧效率、温度变化等。

7. 结果总结：根据试验结果，总结发动机在极限工况下的性能和可靠性，并提出改进和优化的建议。

四、试验注意事项1. 安全第一：在试验过程中，要严格按照安全操作规程进行操作，确保试验人员和设备的安全。

2. 数据准确性：对试验过程中所获取的数据要进行准确记录和监测，确保试验结果的可靠性。

3. 试验环境控制：试验过程中要控制好试验环境的温度、压力等因素，确保试验结果的可比性。

4. 故障处理：在试验过程中，如遇到设备故障或异常情况，要及时处理和记录，确保试验的顺利进行。

五、试验意义液氧煤油发动机极限考核试验对于发动机的性能和可靠性评估具有重要意义。

通过试验可以了解发动机在极端工况下的工作状态，为发动机的设计和改进提供依据。

同时，试验结果还可以用于验证理论模型和仿真计算的准确性，提高发动机的设计和预测能力。

闭式循环液氧-煤油高压补燃引擎的特点

5.先进的预压涡轮泵:要使主涡轮泵正常工作,避免发生气蚀,必须保证泵的入口有一定的压力.如果泵入口压力要求高,则火箭贮箱压力必须提高,这样就会增加运载火箭的贮箱结构重量.为了降低火箭结构重量、提高运载能力,必须尽量降低泵入口压力.为此在主泵前设置了一套预压涡轮泵.从主涡轮后抽取一股富氧燃气作为氧化剂的预压涡轮泵工质驱动涡轮,然后排入氧化剂主流中,从主煤油泵后引出的一股高压煤油作为煤油预压涡轮泵的工质吹动涡轮,然后排入预压泵后的主流中.这种预压涡轮泵系统设计思路新颖、结构巧妙,尤其是富氧的燃气工作后又进入液氧的主流中,这种设计构思非常大胆,也十分巧妙.目前,预压涡轮泵已经进行了大量液流冷试,并且成功地进行了引擎的热试车,采用预压泵结构可提高主泵前压力6个大气压,而箱压仅为2个大气压.
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6.先进的弹性支承:引擎是整个运载火箭的主要振源.工作时引擎各零部件都承受着强烈的振动,有高频,也有低频,有些部位加速度高达几十个g甚至几百个g.因此,各零部件的连接和固定形式是一个十分关键的问题.如一个质量较大的阀门与直径几毫米或十几毫米的导管连接,要承受激烈的振动,在设计上必须要有科学的方法.用完全紧固定支承的办法防振效果不好,而采用适当的弹性支承,不仅降低了振动Байду номын сангаас级,而且还有利于解决零部件和引擎的共振问题.另外,为抗振防松,在拧紧各紧固件时,要涂胶.尤其在天地往返运输系统及载人运载器上,由于运载器可靠性要求极高,抗振防松问题事关重大,必须确保万无一失.为此,中國已进行了大量研究试验.
4.可靠的多样密封:引擎各部件要承受－200℃~3500℃高低温环境,压力为150~500个大气压,在强烈的振动环境下,引擎的密封问题是一个致命问题.必须因地制宜地设计相应的密封结构.过去中國采用的是法兰盘间加不同材料的垫片或“O”型圈结构,对于中、小直径的管路接头大多用球头喇叭口结构.这种落后的密封结构远远不能满足高可靠、高性能先进引擎的要求.为此,中國进行了多种密封结构的研究、试验.低温液氧的密封用“К” 和“Э”型环,高温燃气密封采用了碟型垫,高压的液体和气体密封采用球头加导向,并在球头上开槽,加不同材料的“O”型圈,还有适??气压也不泄漏.涡轮泵的密封更重要,为适应引擎多次工作,防止磨擦生热减少磨损而采用了脱开式密封.涡轮不转动时,为静密封,当涡轮泵转速达到预定值时,控制压力使密封处脱开,这种先进的密封形式大大地提高了可靠性及其寿命.

新型液体火箭发动机燃烧不稳定性研究

中国工程热物理学会燃烧学学术会议论文编号：094058 新型液体火箭发动机燃烧不稳定性研究丰松江1，聂万胜1，郑永斌2，何浩波1，侯志勇1，庄逢辰 1 （1. 装备指挥技术学院航天装备系，北京101416；2. 国防科技大学，长沙410073）（Tel: ************-113810080363Email:）摘要：应用CFD 方法对氢氧火箭发动机燃烧过程进行二维和三维全尺寸数值模拟。

首次有针对性地系统得出了混合比、液氧喷雾初始尺寸分布、缩进区液氧蒸发质量对氢氧火箭发动机燃烧振荡的影响规律，评估了1 轮毂 3 径向喷嘴隔板抑制燃烧振荡的效果，并对氢氧、液氧/甲烷两种火箭发动机的燃烧不稳定性特征进行了对比分析。

结果表明：存在某一特定的混合比、喷雾液滴直径、缩进区液氧蒸发质量敏感区间，易导致不稳定燃烧；喷嘴轮毂隔板可很好地抑制燃烧振荡；氢氧、液氧/甲烷燃烧分别以高频和低频压力振荡为主。

关键词：氢氧火箭发动机；液氧/甲烷火箭发动机；燃烧不稳定性；数值仿真。

0 引言氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机是两种典型的低温液体火箭发动机。

前者燃烧比冲最高，且无毒、无污染，美、欧、日等都正在积极研制新型氢氧火箭发动机。

液氧/甲烷除具有接近液氧/液氢的特性外，还有密度大、价格低、贮箱轻及在烃类燃料中粘性最小、比冲最高的优势，所以，液氧/甲烷发动机近期已受到各航天大国的密切关注。

氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机研制过程中需解决的关键问题之一即是实现稳定燃烧，而随着工况范围的扩大及变工况工作的需求，其燃烧不稳定性问题日益突出。

燃烧不稳定性一直被认为是液体火箭发动机研制过程中最困难的问题之一1 。

美国RL-10、J-2、SSME 等氢氧发动机研制、试验过程中，几乎都曾遇到不稳定燃烧问题。

20 世纪60 年代起，美国NASA Lewis 研究中心等通过大量实验研究，提出通过调整喷注器结构、混合比、氢喷射温度及压降等可改善燃烧不稳定性，并有针对性地采用喷嘴隔板控制不稳定燃烧12。

同轴剪切喷嘴高频喷注耦合燃烧不稳定分析

同轴剪切喷嘴高频喷注耦合燃烧不稳定分析田原;李丹琳;孙纪国;乔桂玉【摘要】同轴剪切喷嘴在大推力氢氧发动机及液氧甲烷发动机上得到了广泛的应用,研究表明,当同轴剪切式喷嘴的中心氧喷嘴喷注过程与燃烧室的声学振荡发生耦合时,容易发生高频喷注耦合燃烧不稳定.高频喷注耦合燃烧不稳定一般无法通过隔板、声腔等传统燃烧稳定装置解决,需要在设计喷注器时采取相应措施.通过求解喷嘴导纳得到了喷嘴的固有声学频率,并与冷态声学试验结果和缩比喷注器热试结果进行了对比,表明吻合较好.研究了氧喷嘴长度、氧喷孔环直径、氧喷前温度和氧喷前压力等因素对氧喷嘴声学频率的影响,结果表明:增大氧喷孔环直径、提高氧喷前压力以及减小氧喷嘴长度、降低氧喷前温度可以提高氧喷嘴声学频率.【期刊名称】《火箭推进》【年(卷),期】2014(040)003【总页数】6页(P23-28)【关键词】同轴剪切喷嘴;燃烧不稳定;喷注耦合【作者】田原;李丹琳;孙纪国;乔桂玉【作者单位】北京航天动力研究所,北京100076;北京航天动力研究所,北京100076;北京航天动力研究所,北京100076;北京航天动力研究所,北京100076【正文语种】中文【中图分类】V434-340 引言燃烧不稳定性是液体火箭发动机研制过程中经常遇到的重大技术关键问题，依据燃烧室内压力振荡频率范围和激发机理可分为高频、低频及中频燃烧不稳定三类，其中高频燃烧不稳定性对发动机的危害最严重。

高频燃烧不稳定是燃烧过程与燃烧室声学振荡相耦合的结果，燃烧过程通常包括喷注、雾化、蒸发、混合、化学反应等子过程。

高频燃烧不稳定依据反馈机理又可以分为两类，固有机理燃烧不稳定和喷注耦合燃烧不稳定。

在固有机理燃烧不稳定中，推进剂喷注后的雾化、蒸发等子过程振荡起主要作用，喷注流量振荡小得可以忽略，而在喷注耦合声学振型中，推进剂喷注流量振荡起主要作用。

同轴剪切式喷嘴具有结构尺寸小、结构简单、燃烧稳定性较好、燃烧效率与同轴离心式接近、火焰远离面板与室壁相容性好等优点，在国内外的众多氢氧发动机及正在研究的开式循环液氧甲烷发动机上得到了广泛的应用。

液氧煤油火箭发动机不稳定燃烧过程的数值分析

ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｉｓｌｏｗｅｒｗｈｅｎｈｅｔｒｅｉｓｎｏｂａｌｅｆｉｎｔｈｅｃｈａｍｂｅ￣ｌｅａｄｓｔｏｔｈｅｉｆｒｓｔ－ｏｒｄｅｒｔａｎｇｅｎｔｉａｌｈｉｇｈｒｅｆｑｕｅｎｃｙｉｎｓｔａｂｉｌｉｙｔｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｉｎｈｅｔｃｈｍｂａｅｒ；Ｉｎｈｅｔｉｎｓｔａｂｉｌｉｙｔｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ，ｐｒｅｓｓｕｒｅｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｗａｖｅｆｏｒｍｎｄａｒｅｆｑｕｅｎｃｙｃｏｕｐｌｅｍｈｅａｔｒｅｌｅａｓｅｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎ
ｈｉｇｈｒｅｆｑｕｅｎｃｙｉｎｓｔａｂｉｌｉｔｙｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎｓｈｏｗｕｐｗｈｅｎｔｈｅｒｅｉｓｎｏｂａｌｅｆ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｉｎｄｉｃａｔｅｓ：ｈｅｔｍｕｔｕａｌｉｎｔｅｒｆｅｒｅｎｃｅｏｆａｔｏｍｉｚｉｎｇ
摘要：采用欧拉一拉格朗日方法对液氧煤油发动机燃烧室内的两相燃烧过程进行数值模拟，在验证模型可靠性基础上，分
析无隔板工况下自激１阶切向高频不稳定性燃烧出现的原因。结果表明：喷嘴间雾化锥发生相互干涉使得推进荆空间分布不

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１模拟原理与方法
１２相似准则．
低压单喷注单元高频燃烧不稳定性模拟主要基
于以下近似和准则：（）声场相似燃烧室内燃气发生振荡时，１声学
质点振动速度幅值和声压幅值满足：
ｖｃ＝ｐ／＇／＇（）１
ｃｍｂｓｏｎｔｉｔｉｅｃｔ．Ｔｅｒｒｃｖｎｔｏｅｎｅｔｒｏｌｈｖｒｃｌｆｃｏｅｃｍｕｔｎｉｓｂｌｙｏｕｔｎｉａｌｙｓｘｉｄｈｅａｔｅｅｇｆｈｊｏｗｕｄａｅｃｕｉｆｔｎｔｏｂｓｏｔｉｔｉｓｂｉｅｔｉｌｈｔｉｃａｅｅｈｉｎａｉ
稳定性的冷态声学试验方法。我们注意到，些研这究工作的重点是介绍了试验方法，没有系统研究液氧煤油高压补燃火箭发动机同轴直流离心式喷注器结构对高频燃烧不稳定性的影响。本文针对该发动机推力室工作特点，绍了热模拟试验系统并开展介了试验研究，点研究了喷注器缩进室长度对高频重燃烧不稳定性裕量的影响。
ＷＡＮＧｅｇＦｎ．ＬｏｇｆｉＺＨＡＮＧｉｔｎＩＬｎ —ｅＧｕ —ｉａ
（．ｃｏｌｆｓｏａｔｓｏｔｗｓｒ０ｙｃｎｃｌｎｖｒｔ，ｉａ１０２，ＣｉａＩＳｈｏｏｔｎｕｉ，ＮｒｅｔｎＰｌｅｈｉＵｉｅｓｙＸ ’ ｌ７０７Ａｒｃｈｅｔａｉｌｈｎ
ａｄｏｅａｉｃｎｔｏｓｎｉｈ—ｒｑｕｎｙｏｂｔｏｓａｌｔａｅｂｔｉｄｒｍｅｓｒ — ｓｉｌｔｏｄｃｅｅｓＴｈｎｐｒｔｎｇｏｄｉｎｏｈｇｆｅｅｃｃｍｕｓｉｎｔｂｉｉｉｙｒｏａｎｅｆｏｐｒｓｕｅｏｃｌａｉｎｅｒｍｎｔ．ｅｒｓｌｓｓｏｔｔｔｅｆａｓｂｅｏｍｅｓｏｔｎｈｅｈｉｈｐｒｓｕｅｏｃｌａｉｎｎｑｅｌｎｇａｐｅｒｗｈｎｔｅｈｉｈ—ｒｑｎｙｅｕｔｈｗｈａｈｍｅｃｌｈｒ，ａｄｔｇｅｓｒｓｉｌｔｏｓａｄｓｕａｉｐａｅｈｇｆｅｕｅｃ
基金项目：础科研（０２１０１）基Ｂ３０１０２
第２期
王
枫等：氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究液
２１６
机热试车成本高、险大。因此，内外学者探索和风国
发展了多种模拟试验方法。文献［３—４］究了全研尺寸液体火箭发动机燃烧不稳定性的模拟试验方
ａ
中图分类号：Ｖ３４
文献标识码：Ａ
文章编号：１０ —３８２１）２０６ —５００１２（０２０－２００
报Ｉ０３７／．ｓｎ１０ —３８２１．２０７ＤＯ：１．８３ｊｉ．００１２．０２０．１ｓ
ｃｍｂｕｔｎＬＯＸ／ｋｅｏｅｅｒｃｅｎｇｎｅｗｉｈｈｉｈｐｅｓｒｎｉｈｔｍｐｒｔｅｉｈｏｂｓｉｎｃａｂｒＴｈｅｇｓｏｓｏｓｉｏｒｓｎｏｋｔｅｉｔｇｒｓｕｅａｄｈｇｅｅａｕｒｎｔｅｃｍｕｔｏｈｍｅ．ａｅｕｐｒｅｌｎｏｐｎｅｓａｅｕｅｏｐｏｉｃｕａｏｕｍｅｔｉｏｒｔｓａｏｐｒｓｕｒｅｅａｔｃｌｙｅｕａｏａｍｏｐｒｃｏｐｌａｔｃｍｏｎｔｒｓｄｔｒｖｄｅａｔｌｖｌｎｒｃｆｗａｅｔｌｗｅｓｅｌｖｌｐｒｃｉａｌｑｌｔｔｓｈｅｉｌ
第３３卷第２期
２１０２年２月
Ｖｏ．３１３
Ｎｏ．２
Ｆｅｒｒ２２ｂｕａｙ０１
液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究
王枫，李龙飞，张贵田
（．西北工业大学航天学院，西安７０７２１１０２；．西安航天动力研究所，西安７００）１１０
ＥｘｒｍｅｔｌＳｕｎｉｈＦｒｑｎｙＣｏｂｕｔｏｎｔｂｌｔｔａｉｌｐｅｉｎａｔｄｙｏＨｇｅｕｅｃｍｓｉｎＩｓａｉｉｙｗｉｈＣｏｘａ
ＩｊｃｏｆＳａｅｏｕｔｎＬＯＸ／ｅｏｅｅＲｏｋｔｇｎｎｅｔｒｏｔｇｄＣｍｂｓｉｏｋｒｓｎｃｅｉｅＥｎ
ｂｕｄｒｓａｄｔｅｍａｇｎ，ａｄｈｖｐｉｌｒｎｅｏｎａｉｎｈｒｉｓｎａｅａｏｔｅｍａａｇ．Ｔｅｒｓｌｆｓｍｕａｉｎｔｓｃｕｄｓｒｅｎｔｅｅｇｎｅｉｎｈｅｕｔｏｉｌｔｅｔｏｌｅｖｄｉｈｎｉｅｄｓｇ．ｓｏ
ＫｅｒｓｉｕｄｒｋｔｎｉｅＳａｅｏｕｔｎｃａｉｌｎｅｔｒＨｉｅｕｎｙｃｍｂｓｏｓｂｌｙＦｒｇｙｗｏｄ：Ｌｑｉｏｅｅｇｎ；ｔｄｃｍｂｓｏｏｘａｉｃｏ；ｇｆｑｅｃｏｕｔｎｉｔｉｔ；ｉｎｃｇｉｊｈｒｉｎａｉｉ
的研究成果。由于激励高频燃烧不稳定性的机理极其复杂，及到推进剂的喷射、化、发、合、涉雾蒸混化学动力学以及燃烧室声学等，用全尺寸火箭发动采
它强化了传热，导致喷注器面和燃烧室内壁瞬间烧
收稿１期：０１０．９；修回１期：０１１—１３２１－５１３２１－２１
摘
要：针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题，建立了喷注单元的低压高频燃
宇尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明，高频燃烧不稳定性时火焰变短，室压力出现大的结构激发燃烧
矗．１几
烧不稳定性模拟试验系统，使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室，研究了全尺寸气液同轴式喷注器
致；荡幅值相等决定了低压模拟条件与高压真振
幅振荡并伴随啸叫；喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动
机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估，在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。
关键词：液体火箭发动机；补燃同轴式喷注器；高频燃烧不稳定性；热模拟试验学
ｐｅｓｒ．Ａｃｌｇｄｗｎｃｍｂｓｉｎｃａｅｄｌｉｄｓｇｅｎｕｌｂｓｄｏｈｉｌｒｙｔｅｒ，ａｄｓｎｌｒｓｕｅｓａｉ — ｏｏｕｔｈｍｂｒｍｏｅｓｅｉｎｄａｄｂｉａｅｎｔｅｓｍｉｉｈｏｙｎｏｔａｔｎｉｇｅ
式中：Ｐ分别为真实和模拟燃烧室的平均声速、、、一
平均压力和绝热指数，且受压力的影响较小。假设真实燃烧室中每点的压力满足
Ｐ＝ｐ，（）ｉ（ｔＣｒｓ）ｎ（）２
１１喷注器结构及特点．
２ｈｉａｒｓａｅＰｏｕｓｎＩｓｔｔ， ’ｎ７００，Ｃｉａ．ＴｅＸ ’ｎＡｅｏｐｃｒｐｌｏｎｔｕｅＸｉａ１１０ｈｎ）ｉｉ
ＡｂｔａｔＡｓｇｅｉｅｔｒｇｍｄｌｉｅｔｌｈｄｆｈｈｈｆｑｅｃｏｂｓｏｎｔｂｌｙｏｔｅｓｃ：ｉｌ— ｊｃｒｆｉｏｅｓｓｂｉｅｏｔｅｉ — ｅｕｎｙｃｍｕｔｎｉｓｉｔｆｓｇｄｒｎｎｏｉｎａｓｒｇｒｉａｉａ
表１喷注器结构参数（单位：ｍ）ｍ
Ｔｂｅ１Ｐｒｍｅｒｏｊｃｒａｌａａｔｓｆｎｅｔｅｉｏ
法，文献［５—８介绍了高频燃烧不稳定性低压热模］拟试验的原理与方法，献［］绍了高频燃烧不文９介
燃烧室和真实高压燃烧室激发的高频燃烧不稳定性
振型和频率相同，管两者的压力相差很大，仍能尽Ｖ
一
的直流喷注器；２（）煤油作为冷却剂对推力室进行
再生冷却后，为燃料进入喷注器离心式液喷注器；作（）双组元同轴直流离心式气液喷注器（图１设３如）置缩进室，富氧燃气与煤油在缩进室预掺混，在缩并进室内或出口处着火燃烧。文献［］出，于这８指对