王 勇，巨 乐，杨伟东，洪 流

(1.西安航天动力研究所 液体火箭发动机技术重点实验室，陕西 西安 710100；2.西安航天动力研究所，陕西 西安 710100)

0 引言

液氧/煤油发动机作为新一代运载火箭的主动力，为实现全箭推进剂一体化，我国开展了气氧/煤油姿控发动机的研制工作，攻克了多项关键技术，但发动机的可靠点火和冷却问题尚未较好地解决[1]。由于小推力气氧/煤油姿控发动机结构尺寸小，如采用煤油组织冷却会带来壁面及喷嘴出口积碳严重现象，而采用气膜冷却方法虽然达到了消除积碳的目的[2]，但燃烧效率不高，一般在0.85左右。

涡流冷却是一种新型的推力室热防护技术。涡流冷却推力室内部采用双漩涡流动结构组织燃烧，把双组元推进剂的掺混与燃烧限制在中心区，外涡流阻挡高温燃气与推力室内壁面传热，使内壁面的热载荷减小、温度降低[3]。这种涡流冷却技术有别于传统的液体火箭发动机液(气)膜冷却技术，较冷的氧化剂在壁面附近形成旋涡，在到达头部后才开始与燃料混合燃烧，理论上所有的氧化剂和燃料都会参与燃烧，不会降低比冲，并且可以有效地消除积碳的问题。因此，涡流冷却推力室是气氧/煤油姿控发动机可选的方案之一。

目前，Orbital Technologies公司在涡流冷却推力室的结构设计、数值仿真[4-5]和热态试验[6-7]方面作了较多研究工作。J. Arthur Sauer等以液氧和煤油为推进剂研究了全尺寸涡流冷却推力室的氧喷射、燃料喷射和点火技术[6]。Chiaverini M J等研究了气氧/气氢涡流冷却推力室收缩比、不同燃料喷射方法对比冲效率影响[7]和气氧/甲烷涡流冷却推力室长径比、气氧喷注角度对燃烧效率影响[8]。……