金 烜，沈赤兵，林 森，杨林涛

(1. 国防科技大学 空天科学学院 高超声速冲压发动机技术重点实验室, 湖南 长沙 410073; 2. 西安卫星测控中心, 陕西 西安 710043)

高频燃烧不稳定是液体火箭发动机研制过程中极具挑战性的课题[1]。发生高频燃烧不稳定时，燃烧室壁面热流增大导致发动机在几分之一秒内被烧毁，高幅值的压力振荡甚至会引起发动机瞬间爆炸。目前，关于高频燃烧不稳定性的维持机理尚未达成共识，预测燃烧稳定性依然是新型发动机研制过程中最困难的一环[2]，一个原因就是喷注器采用不同的推进剂组合，引起雾化、蒸发、混合与燃烧等过程发生变化。工程上往往采用大量全尺寸试车来克服高频燃烧不稳定，但试错法的燃烧试验成本和迭代设计成本高昂，因此能在发动机预研阶段采用理论分析、数值仿真和试验验证等多种手段来探索不稳定机理有着巨大的经济价值和时间效益。

国内外对液体火箭发动机非线性不稳定燃烧机理[3-5]和各类抑制装置[6-8]已开展了系统的研究。同时随着推进剂无毒化逐渐成为未来的主流，常规的同轴式喷注器和撞击式喷注器分别采用液氧/液氢等低温推进剂组合与液氧/煤油等常温推进剂组合，已开展大量燃烧稳定性研究并广泛应用于新型运载火箭[3, 9-10]。

起源于20世纪50年代的针栓式喷注器具有结构简单、面积可调和燃烧稳定等诸多优点[11]，若采用液氧/甲烷双组元推进剂，可在未来星际探索中实现飞行器就地加注和重复使用[12]。……