火箭發動機燃燒不穩定性
正文
火箭發動機燃燒室中燃燒的周期性振盪現象，伴隨有燃氣壓力、溫度和速度的振盪，通常以壓力的周期性振盪來表征。當出現燃燒不穩定性時，燃氣壓力振盪具有明顯的周期性,且振幅較大,一般在室壓的5％以上,有時甚至高達百分之幾十或更高。燃燒不穩定性可能導致發動機振動加劇和熱負荷增加，從而使發動機部件遭到破壞和燒蝕。這往往是火箭發動機研製中的技術關鍵。種類 燃燒不穩定性通常可按機理或室壓振盪頻率範圍分類，固體火箭發動機燃燒不穩定性按其與燃燒室內聲場的關係分為聲學燃燒不穩定性和非聲學燃燒不穩定性。聲學燃燒不穩定性又可根據燃燒與聲場的相互作用分為壓力耦合和速度耦合聲學燃燒不穩定性兩類。固體推進劑燃面對壓力振盪的回響稱為壓力耦合，而燃面對燃氣流速振盪的回響則稱為速度耦合。液體火箭發動機燃燒不穩定性按室壓振盪頻率分為三類：①高頻燃燒不穩定性：是燃燒過程與燃燒室聲學振盪相耦合的結果，振盪頻率通常在1000赫以上。根據燃燒室的聲學特性，可分為縱向振型、切向振型、徑向振型和組合振型。出現高頻燃燒不穩定性時常伴隨有強烈的機械振動，並使燃燒室局部傳熱率急劇增加，從而導致發動機損壞。②低頻燃燒不穩定性：由推進劑供應系統內的流動過程與燃燒室內燃燒過程相耦合而產生，振盪頻率較低，通常在200赫以下。在燃氣振盪同時,推進劑供應系統內的流體也隨之振盪，導致混合比的急劇變化和發動機性能降低。③中頻燃燒不穩定性：燃燒室內的燃燒過程與推進劑供應系統中某一部分流動過程相耦合而引起的振盪，頻率範圍約為 200～1000赫。燃燒室和推進劑供應系統內壓力振盪的頻率和相位往往與燃燒室固有聲學振型不符。
抑制措施 為了防止燃燒不穩定性，可以根據不同的耦合機理採取針對性的抑制措施。例如，為了抑制高頻燃燒不穩定性，液體火箭發動機採用噴注器面隔板、聲學吸收器（聲襯或聲腔）或改進噴注器的設計以控制能量釋放分布規律等。固體火箭發動機可以在推進劑中添加鋁粉或金屬氧化物以及改變藥柱幾何形狀來抑制高頻燃燒不穩定性。
液體火箭發動機消除低頻燃燒不穩定性的方法包括加大噴注器壓降、增加流體慣性和減少燃燒室容積等。對於中頻燃燒不穩定性，可以改變能量釋放分布規律或改變推進劑供應系統，例如在推進劑輸送管路中安裝由彈性薄膜和充氣容腔組成的蓄壓器或四分之一波長管型諧振器等。
評定火箭發動機燃燒穩定性的方法主要有熱試驗統計方法和脈衝激發方法。
參考書目
哈傑等著，朱寧昌等譯：《液體推進劑火箭發動機不穩定燃燒》，國防工業出版社，北京，1980。(David T.Harrje & Frederrick H.Reardon,Liquid Propellant Rocket Engine Combustion Instability,Scientific and Technical Information Office NASA,Washington,1972.)
