常一冰，邹建军，李清廉

（1.空军工程大学航空机务士官学校，信阳，464000；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）

0 引 言

近年来，随着商业航天的兴起，国内外航天发射公司为降低发射成本，大力拓展发射装备的可重复使用性[1～3]，同时积极应用绿色无毒、地外天体探索可原位资源利用的液氧/甲烷推进剂[4]。在此背景下，具备深度节流能力、内在燃烧稳定性且结构简单的针栓式发动机在星球着陆、火箭回收以及轨道控制等场合中显示出巨大潜力[5]，尤以美国太空探索技术公司开发的Merlin 和Raptor 发动机为典型代表[6]。

然而针栓式发动机所采用的针栓喷注器在燃烧流场中面临严峻的热环境，工作过程中容易过热烧毁[7,8]。目前针对这一问题，提出了3 条解决路径：a）主动冷却，即在针栓头部开孔引出少量推进剂并撞击形成液膜保护[9]，这种方法简单有效，但引出部分推进剂用于冷却会造成一定的性能损失[10]，同时对氧中心式针栓引出氧化剂冷却会造成喷注器材料腐蚀失效[11]；b）采用耐高温、高导热性的材料制造喷注器头部[12,13]，这种方法只是暂时满足了工程需要，无法解释喷注器头部受到烧蚀的原因；c）对喷注器进行结构优化设计[14]，例如在喷孔上沿设置斜面使轴/径向推进剂撞击区域远离针栓头以避免其遭受烧蚀，但斜面的存在弱化了推进剂的雾化混合[11]。

综上，本文将以某型500 N 气氧/气甲烷针栓发动机为研究对象，在不牺牲燃烧效率的前提下，从喷孔结构优化的角度通过三维数值仿真考察不同尺寸的圆形喷孔对针栓喷注器头部传热环境和燃烧特性的影响，为针栓喷注器防热设计提供有益指导。……