深度节流补燃循环发动机系统稳定性研究

陈 文，邢理想，徐浩海，刘志让，李春红

(1.西安航天动力研究所，陕西 西安 710100； 2.航天推进技术研究院，陕西 西安 710100)

0 引言

为实现月球登陆和深空探索，世界各国相继进行了大范围变推力发动机研制。美国阿波罗登月飞船下降级发动机LDME，采用挤压式循环，实现了10∶1工况调节[1]，美国用于实现重返月球的氢氧膨胀循环发动机CECE，目前实现了17.6∶1的推力调节[2-3]。俄罗斯为载人登月设计的燃气发生器循环发动机，具有6.4∶1推力调节能力。我国嫦娥三号登月所使用的7 500 kN发动机，具有5∶1变推能力[4]。深度变推力发动机已经成为月球登陆和太空探索的关键技术。

发动机推力调节一般通过流量调节实现，小范围节流往往只需对发动机进行阀门流通面积改变或者涡轮泵转速调节即可实现[5]，目前我国研制的120 t级液氧煤油发动机通过流量调节器可以实现49%～105%推力调节，俄罗斯RD-180发动机通过流量调节器可以实现47%～100%推力调节。发动机深度节流时，系统参数大范围变化，面临的一个关键问题是低工况推进剂供应系统压降过低，易导致热力组件出现低频流量型不稳定燃烧[6]。我国某富氧燃气发生器5∶1变工况热试时，低工况出现了明显的低频振荡问题[7]。

国外发展了较多的基于时滞的燃烧室低频稳定性分析模型，文献[8]对这些模型进行了总结、延伸和仿真计算，仿真结果能较好地预测发动机稳定性并用于指导实际中发动机稳定性设计。近些年，国内对发动机供应系统和热力组件的耦合稳定性仿真开展了一些研究，文献[9-12]提出了基于频域的稳定性计算方法与频率特性分析方法，并对固定推力发动机稳定性进行了分析。……