张波涛，李 平，杨宝娥

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

0 引 言

在载人登月和深空探测等太空探索计划的驱动下，推力深度可调的变推力液体火箭发动机成为研究热点[1]。航天运输系统采用变推力发动机可以实现回收，星球探测器采用变推力发动机可实现软着陆，空间飞行器的对接采用变推力发动机可以改善机动灵活性，导弹采用变推力发动机可以提高机动性。

针栓喷注器是最具有代表性的可以改变喷注面积的喷注器，通过移动套筒改变喷注面积调节流量，从而使发动机实现大范围变推力的能力。针栓喷注器结构如图1所示，一种推进剂从中心通道进入喷注器，在针栓头部内壁面的作用下经过环缝或一系列孔径向喷出，另一种推进剂沿着中心筒外壁轴向流动，轴向推进剂与径向推进剂撞击后发生雾化，随后燃烧。与传统火箭发动机采用的几十个同轴式喷嘴和撞击式喷嘴相比，针栓喷注器具有独特的流场特性，在变推力下可以具有很高的燃烧效率(96%～99%)和固有的燃烧稳定性，已工程应用的针栓发动机还未发生过燃烧不稳定。同时绝大多数针栓发动机均采用一个喷注器，成本和重量大幅度降低[1]。

图1 针栓喷注器原理图

TRW公司从1960年开始对针栓喷注器进行研究[2]，最著名的阿波罗登月舱下降发动机(LMDE)将12名宇航员软着陆于月球，推力变比为10∶1。随后又研制了采用液氧煤油[3]、液氧液氢[4-5]、液氧甲烷[6]等无毒推进剂的针栓发动机。……