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摘要
径向喷注流强分布被用在现役多个型号的常温自燃推进剂液体火箭发动机中，是这些发动机除声学阻尼装置以外最重要的燃烧不稳定工程抑制措施，但此类发动机仍然存在一定的燃烧不稳定风险，因此，仍需要对其抑制效果开展深入研究。采用独立喷注器思路，设计了采用撞击式喷注器的自燃推进剂模型燃烧室，在模型燃烧室内激发高频纵向燃烧不稳定现象的基础上，进一步开展了不同喷注流强分布方案下的高频纵向燃烧不稳定性实验，并对喷注流强分布的抑制效果进行了分析和讨论。研究表明：对于液滴蒸发作为速率控制过程的情况，提高“驼峰区”流强分布能够改善模型燃烧室的高频纵向稳定性，但改善效果与燃烧特征长度的变化相对燃烧室长度的大小有关。相对于短燃烧室工况，长燃烧室工况下，由喷注流强分布引起的燃烧特征长度改变相对燃烧室长度的幅度降低，相应流强分布的抑制效果降低；相对于低室压工况，高室压下推进剂液滴蒸发过程加快，推进剂掺混效率提高，通过高流强区较大初始液滴粒径控制燃烧分布的效果被弱化，相应流强分布的抑制效果降低。各喷注器在高室压、长燃烧室工况下均激发了较大幅值振荡，且振幅分布与是否提高“驼峰区”流强无关。
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单位西安航天动力研究所; 中国人民解放军装备学院
