翼柱型与环向开槽型燃烧室声学特性对比

王大鹏， 赵静， 陈林君， 杨奔， 马潇健 (.中国运载火箭技术研究院研究发展部， 北京 00076；.哈尔滨工程大学 航天与建筑工程学院，黑龙江 哈尔滨 5000)

火箭发动机中的不稳定燃烧现象自得到观测起便引起了学者们的广泛关注，周期性的压力振荡是不稳定燃烧现象的重要表现。即使在发动机正常工作时，燃烧室内仍会存在压力振荡，而大振幅压力振荡很有可能引起严重的结构损坏和灾难性的发动机故障[1]。因此不稳定燃烧一直以来都是火箭发动机领域最具挑战性的问题之一[2]。不稳定燃烧按照其压力振荡频率与燃烧室声频的关系可以分为声不稳定和非声不稳定。我国在对大长径比翼柱装药固体火箭发动机的研制中出现了声不稳定现象[3]。美国末段高空防御系统(terminal high altitude area defense，THAAD)反导固体发动机采用了一种特殊的环向开槽型装药[4]结构，并且未见有关其不稳定燃烧的报道。对以上2种典型装药结构展开对比研究，或可从装药结构角度为我国战术火箭发动机不稳定燃烧问题找到解决途径。

发动机燃烧室常作为声腔进行分析，通过有限元技术可以获得燃烧室的声模态[5]，也有学者通过扬声器激励测量燃烧室内的声学响应特性[5-6]。在美国海军与空军共同开发的声不稳定性预估软件SSP[7-9]中，也包含发动机的声学特性分析。我国学者也在燃烧不稳定性的声学问题上取得了一定成果：樊晓波[10]研究了声抑制装置对燃烧不稳定的抑制机理；杨向明等[11]对翼柱型固体发动机燃烧室声场进行分析，得出了喷管潜入段空腔的阻尼作用；……