王 迪，聂万胜，石天一，王 辉，苏凌宇

（航天工程大学，北京，101416）

0 引 言

由于燃烧过程的非线性和较低的声学阻尼、极高的升温速率以及多组分燃烧过程，使得燃烧不稳定性很难预测，并且几何形状和操作条件的微小变化可能导致系统不稳定[1]，因此燃烧不稳定性是火箭发动机技术发展过程中最主要的技术难题之一[2]。20世纪80年代以来，国内外一直致力于完善燃烧不稳定的理论分析模型[3～8]。随着计算机技术的发展，计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）软件得到了广泛应用，但是CFD计算模拟中的某些参考数据的设置还需要借助试验手段来获取，以实现工程上对燃烧不稳定过程的分析和指导意义。针对利用全尺寸火箭发动机试验研究燃烧不稳定性测量的困难性和高危性，目前更多的是使用缩比模型发动机来测量其稳定性、传热和点火等过程，通过缩比试验可以更简捷、迅速地收集所需数据，同时减少研制费用[2]。缩比试验虽然存在较大的局限性和困难度，即无法完全模拟全尺寸发动机的物理和化学过程，但是在现有研究条件下，利用缩比模型发动机进行燃烧不稳定性试验仍是最有效可行的数据收集手段。

Soller等[9，10]对氧气/煤油同轴旋流单喷嘴燃烧室进行了研究，在试验中观测到纵向燃烧的不稳定性，得出喷嘴结构对燃烧室产生纵向燃烧不稳定性有影响；江流等[11]采用单喷嘴矩形模型燃烧室进行试验，结果观察到试验中出现低频振荡，但是产生的低频振荡与燃料腔的耦合原因还不清楚；……