氢喷前温度递降对液氧/气氢燃烧特性的影响

王 珏，丁兆波

（1. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076；2. 北京航天动力研究所，北京，100076）

0 引 言

氢氧火箭发动机的燃烧稳定性相对较好，但随着发动机推力增大，燃烧室尺寸也相应增大，其燃烧不稳定性问题也日益突出。在国内外的大推力氢氧发动机研制和试验过程中，都曾遇到燃烧不稳定性问题[1～3]。国内外的研究经验表明，对于某一给定再生冷却身部和同轴式喷注器的氢氧推力室，对激发燃烧不稳定性影响最大的工作条件是氢的喷射温度。同轴式喷注器通常具有一个安全工作氢温的下限，如果在低于该下限的温度下工作几十分之一秒，则将激励燃烧不稳定性[1～4]。J-2发动机在采用液氢模拟起动瞬变过程的条件下喷注器组件试验总是发生不稳定，而在接近额定工况（喷射氢温为111 K）时试验始终是稳定的，从而将氢喷射温度范围确定为最重要的稳定性准则，将氢喷前温度递降法作为评定稳定性裕度的重要方法[1]。NASA LeRC在20000lbf发动机稳定性试验中采用氢喷前温度递降法进行了大量试验，表明降低氢喷射温度趋向于产生自发性的高频不稳定性，并对发动机参数进行了关联，确定了经验性的稳定性边界，即不稳定燃烧的氢转变温度[1,5,6]。RS-68全尺寸推力室喷注器进行了多次氢喷前温度降温挤压热试验，并进行了爆炸弹脉冲鉴定，在33～83 K的氢喷前温度范围内均没有激起不稳定[7]。Vulcain发动机在缩比推力室上进行了氢降温试验，从额定递降到45 K，在有/无声腔的情况下均未发生不稳定[8]。……