马宝印，李军伟，张海龙，赵桂琦，张智慧，席运志，王宁飞

(1.北京理工大学 宇航学院，北京 100081;2.中国航天科工集团有限公司动力技术研究院，内蒙古 呼和浩特 010010；3.内蒙古动力机械研究所，内蒙古 呼和浩特 010010)

0 引言

热声振荡燃烧是推进系统中经常遇到的现象，它是由脉动放热过程和压力波动相互耦合而导致系统压力振荡的过程，该现象一旦发生在动力推进系统中，即使是1%的放热率变化也可能引起较大的压力波动，对系统安全运行有极大危害[1-2]。在固体火箭发动机推进系统中也经常出现不稳定燃烧，并且产生的压力波动更大，甚至引起发动机的爆炸。相比于燃气轮机，固体火箭发动机不稳定燃烧工作过程有其特殊性。随着燃面退移，导致热源位置随时间和空间变化，同时还导致装药结构动态变化并引起发动机声腔结构不断改变等特点，这些动态特性也导致固体发动机内的热声耦合作用还具有很明显的时空变化特性，更是增加了不稳定燃烧的研究难点。如文献[3-4]中对于一些高装填、大长径比、翼柱装药的固体火箭发动机，在工作末期出现比较严重的压力振荡，体现出其燃烧稳定性随工作时间变化的特点。

目前，由于对固体火箭发动机不稳定燃烧产生激励的机理不够明确，通常采用更改固体推进剂配方、改变声腔几何构型、增加抑振结构等尝试性方法进行抑制。然而大量的实验数据表明不稳定燃烧与燃烧室结构、装药结构和燃面位置有很大的关系。……