康忠涛，李向东，毛雄兵，李清廉

1. 中国空气动力研究与发展中心 超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室，绵阳 621000 2. 国防科技大学 高超声速冲压发动机技术重点实验室，长沙 410073

液体火箭发动机具有推力大、比冲高、可适用多种环境等优点，在航天技术的发展上长期占据重要地位[1]。在液体火箭发动机工作过程中，推进剂需要雾化成细小液滴以快速蒸发，之后进行混合和燃烧。在推进剂雾化、蒸发、混合和燃烧过程中，喷嘴起着重要作用，因此研究喷嘴的雾化机理和工作特性对发动机设计具有重要指导意义。

在双组元液体火箭发动机中，一种推进剂通常会被用于冷却燃烧室，或者用于形成富氧燃气以驱动涡轮，其进入燃烧室前会变成气相。由于气液相互作用能够显著增强喷嘴的雾化性能，这种发动机普遍采用气液同轴式喷嘴。例如，美国航天飞机主发动机(SSME)、RS-68、RL-10、J-2、Vulcain、HM60、LE7等发动机就采用了气液同轴直流式喷嘴，如图1[2]所示(图中x和r分别为轴向和径向，Ug为气体速度，Ul为液体速度，ρg为气体密度，ρl为液体密度，Do为内喷嘴直径，D1为外喷嘴直径)。

气液同轴直流式喷嘴工作时，液体射流通过中心圆孔喷注进入燃烧室，在环缝气流的作用下逐渐失稳破碎形成大液滴，大液滴在气流作用下二次雾化，生成许多细小液滴，液滴在高温环境中迅速蒸发并与环缝喷注的气体推进剂相互掺混形成可燃混气。通常，可燃混气燃烧形成的火焰锋面会驻定在喷嘴出口附近，并以一定扩张角向下游延伸。……